Содержание

Jet engine — Wikipedia

U.S. Air Force F-15E Strike Eagles

Jet engine during take-off showing visible hot exhaust (GermanwingsAirbus A319)

A jet engine is a type of reaction engine discharging a fast-moving jet that generates thrust by jet propulsion. While this broad definition can include rocket, water jet, and hybrid propulsion, the term jet engine typically refers to an internal combustion airbreathing jet engine such as a turbojet, turbofan, ramjet, or pulse jet.[1] In general, jet engines are internal combustion engines.

Airbreathing jet engines typically feature a rotating air compressor powered by a turbine, with the leftover power providing thrust through the propelling nozzle—this process is known as the Brayton thermodynamic cycle. Jet aircraft use such engines for long-distance travel. Early jet aircraft used turbojet engines that were relatively inefficient for subsonic flight. Most modern subsonic jet aircraft use more complex high-bypass turbofan engines. They give higher speed and greater fuel efficiency than piston and propeller aeroengines over long distances. A few air-breathing engines made for high speed applications (ramjets and scramjets) use the ram effect of the vehicle’s speed instead of a mechanical compressor.

The thrust of a typical jetliner engine went from 5,000 lbf (22,000 N) (de Havilland Ghost turbojet) in the 1950s to 115,000 lbf (510,000 N) (General Electric GE90 turbofan) in the 1990s, and their reliability went from 40 in-flight shutdowns per 100,000 engine flight hours to less than 1 per 100,000 in the late 1990s. This, combined with greatly decreased fuel consumption, permitted routine transatlantic flight by twin-engined airliners by the turn of the century, where previously a similar journey would have required multiple fuel stops.[2]

Contents

  • 1 History
  • 2 Uses
  • 3 Types of jet engine
    • 3. 1 Airbreathing
      • 3.1.1 Turbine powered
        • 3.1.1.1 Turbojet
        • 3.1.1.2 Turbofan
      • 3.1.2 Ram compression
      • 3.1.3 Non-continuous combustion
  • 4 Other types of jet propulsion
    • 4.1 Rocket
    • 4.2 Hybrid
    • 4.3 Water jet
  • 5 General physical principles
    • 5.1 Propelling nozzle
    • 5.2 Thrust
    • 5.3 Energy efficiency relating to aircraft jet engines
    • 5.4 Consumption of fuel or propellant
    • 5.5 Thrust-to-weight ratio
    • 5.6 Comparison of types
    • 5.7 Altitude and speed
    • 5.8 Noise
    • 5.9 Cooling
  • 6 Operation
  • 7 See also
  • 8 References
    • 8.1 Bibliography
  • 9 External links

History[edit]

Main article: History of the jet engine

See also: Timeline of jet power

The principle of the jet engine is not new; however, the technical advances necessary to make the idea work did not come to fruition until the 20th century.
A rudimentary demonstration of jet power dates back to the aeolipile, a device described by Hero of Alexandria in 1st-century Egypt. This device directed steam power through two nozzles to cause a sphere to spin rapidly on its axis. It was seen as a curiosity. Meanwhile, practical applications of the turbine can be seen in the water wheel and the windmill.

Historians have further traced the theoretical origin of the principles of jet engines to traditional Chinese firework and rocket propulsion systems. Such devices’ use for flight is documented in the story of Ottoman soldier Lagâri Hasan Çelebi, who reportedly achieved flight using a cone-shaped rocket in 1633.[3]

The earliest attempts at airbreathing jet engines were hybrid designs in which an external power source first compressed air, which was then mixed with fuel and burned for jet thrust. The Caproni Campini N.1, and the Japanese Tsu-11 engine intended to power Ohka kamikaze planes towards the end of World War II were unsuccessful.

Even before the start of World War II, engineers were beginning to realize that engines driving propellers were approaching limits due to issues related to propeller efficiency,[4] which declined as blade tips approached the speed of sound. If aircraft performance were to increase beyond such a barrier, a different propulsion mechanism was necessary. This was the motivation behind the development of the gas turbine engine, the most common form of jet engine.

The key to a practical jet engine was the gas turbine, extracting power from the engine itself to drive the compressor. The gas turbine was not a new idea: the patent for a stationary turbine was granted to John Barber in England in 1791. The first gas turbine to successfully run self-sustaining was built in 1903 by Norwegian engineer Ægidius Elling.[5] Such engines did not reach manufacture due to issues of safety, reliability, weight and, especially, sustained operation.

The first patent for using a gas turbine to power an aircraft was filed in 1921 by Maxime Guillaume. [6][7] His engine was an axial-flow turbojet, but was never constructed, as it would have required considerable advances over the state of the art in compressors. Alan Arnold Griffith published An Aerodynamic Theory of Turbine Design in 1926 leading to experimental work at the RAE.

The Whittle W.2/700 engine flew in the Gloster E.28/39, the first British aircraft to fly with a turbojet engine, and the Gloster Meteor

In 1928, RAF College Cranwell cadet Frank Whittle formally submitted his ideas for a turbojet to his superiors.[8] In October 1929, he developed his ideas further.[9] On 16 January 1930, in England, Whittle submitted his first patent (granted in 1932).[10] The patent showed a two-stage axial compressor feeding a single-sided centrifugal compressor. Practical axial compressors were made possible by ideas from A.A.Griffith in a seminal paper in 1926 («An Aerodynamic Theory of Turbine Design»). Whittle would later concentrate on the simpler centrifugal compressor only. Whittle was unable to interest the government in his invention, and development continued at a slow pace.

Heinkel He 178, the world’s first aircraft to fly purely on turbojet power

In 1935, Hans von Ohain started work on a similar design in Germany, both compressor and turbine being radial, on opposite sides of the same disc, initially unaware of Whittle’s work.[11] Von Ohain’s first device was strictly experimental and could run only under external power, but he was able to demonstrate the basic concept. Ohain was then introduced to Ernst Heinkel, one of the larger aircraft industrialists of the day, who immediately saw the promise of the design. Heinkel had recently purchased the Hirth engine company, and Ohain and his master machinist Max Hahn were set up there as a new division of the Hirth company. They had their first HeS 1 centrifugal engine running by September 1937. Unlike Whittle’s design, Ohain used hydrogen as fuel, supplied under external pressure. Their subsequent designs culminated in the gasoline-fuelled HeS 3 of 5 kN (1,100 lbf), which was fitted to Heinkel’s simple and compact He 178 airframe and flown by Erich Warsitz in the early morning of August 27, 1939, from Rostock-Marienehe aerodrome, an impressively short time for development. The He 178 was the world’s first jet plane.[12] Heinkel applied for a US patent covering the Aircraft Power Plant by Hans Joachim Pabst von Ohain on May 31, 1939; patent number US2256198, with M Hahn referenced as inventor.

A cutaway of the Junkers Jumo 004 engine

Austrian Anselm Franz of Junkers’ engine division (Junkers Motoren or «Jumo») introduced the axial-flow compressor in their jet engine. Jumo was assigned the next engine number in the RLM 109-0xx numbering sequence for gas turbine aircraft powerplants, «004», and the result was the Jumo 004 engine. After many lesser technical difficulties were solved, mass production of this engine started in 1944 as a powerplant for the world’s first jet-fighter aircraft, the Messerschmitt Me 262 (and later the world’s first jet-bomber aircraft, the Arado Ar 234). A variety of reasons conspired to delay the engine’s availability, causing the fighter to arrive too late to improve Germany’s position in World War II, however this was the first jet engine to be used in service.

Gloster Meteor F.3s. The Gloster Meteor was the first British jet fighter and the Allies’ only jet aircraft to achieve combat operations during World War II.

Meanwhile, in Britain the Gloster E28/39 had its maiden flight on 15 May 1941 and the Gloster Meteor finally entered service with the RAF in July 1944. These were powered by turbojet engines from Power Jets Ltd., set up by Frank Whittle. The first two operational turbojet aircraft, the Messerschmitt Me 262 and then the Gloster Meteor entered service within three months of each other in 1944, the Me 262 in April and the Gloster Meteor in July.

Following the end of the war the German jet aircraft and jet engines were extensively studied by the victorious allies and contributed to work on early Soviet and US jet fighters. The legacy of the axial-flow engine is seen in the fact that practically all jet engines on fixed-wing aircraft have had some inspiration from this design.

By the 1950s, the jet engine was almost universal in combat aircraft, with the exception of cargo, liaison and other specialty types. By this point, some of the British designs were already cleared for civilian use, and had appeared on early models like the de Havilland Comet and Avro Canada Jetliner. By the 1960s, all large civilian aircraft were also jet powered, leaving the piston engine in low-cost niche roles such as cargo flights.

The efficiency of turbojet engines was still rather worse than piston engines, but by the 1970s, with the advent of high-bypass turbofan jet engines (an innovation not foreseen by the early commentators such as Edgar Buckingham, at high speeds and high altitudes that seemed absurd to them), fuel efficiency was about the same as the best piston and propeller engines. [13]

A JT9D turbofan jet engine installed on a Boeing 747 aircraft.

Jet engines power jet aircraft, cruise missiles and unmanned aerial vehicles. In the form of rocket engines they power fireworks, model rocketry, spaceflight, and military missiles.

Jet engines have propelled high speed cars, particularly drag racers, with the all-time record held by a rocket car. A turbofan powered car, ThrustSSC, currently holds the land speed record.

Jet engine designs are frequently modified for non-aircraft applications, as industrial gas turbines or marine powerplants. These are used in electrical power generation, for powering water, natural gas, or oil pumps, and providing propulsion for ships and locomotives. Industrial gas turbines can create up to 50,000 shaft horsepower. Many of these engines are derived from older military turbojets such as the Pratt & Whitney J57 and J75 models. There is also a derivative of the P&W JT8D low-bypass turbofan that creates up to 35,000 horsepower (HP)
.

Jet engines are also sometimes developed into, or share certain components such as engine cores, with turboshaft and turboprop engines, which are forms of gas turbine engines that are typically used to power helicopters and some propeller-driven aircraft.

Types of jet engine[edit]

There are a large number of different types of jet engines, all of which achieve forward thrust from the principle of jet propulsion.

Airbreathing[edit]

Main article: Airbreathing jet engine

Commonly aircraft are propelled by airbreathing jet engines. Most airbreathing jet engines that are in use are turbofan jet engines, which give good efficiency at speeds just below the speed of sound.

Turbine powered[edit]

Main article: Gas turbine

Gas turbines are rotary engines that extract energy from a flow of combustion gas. They have an upstream compressor coupled to a downstream turbine with a combustion chamber in-between. In aircraft engines, those three core components are often called the «gas generator». [14] There are many different variations of gas turbines, but they all use a gas generator system of some type.

Turbojet[edit]

Main article: Turbojet

Turbojet engine

A turbojet engine is a gas turbine engine that works by compressing air with an inlet and a compressor (axial, centrifugal, or both), mixing fuel with the compressed air, burning the mixture in the combustor, and then passing the hot, high pressure air through a turbine and a nozzle. The compressor is powered by the turbine, which extracts energy from the expanding gas passing through it. The engine converts internal energy in the fuel to kinetic energy in the exhaust, producing thrust. All the air ingested by the inlet is passed through the compressor, combustor, and turbine, unlike the turbofan engine described below.[15]

Turbofan[edit]

Schematic diagram illustrating the operation of a low-bypass turbofan engine.

Main article: Turbofan

Turbofans differ from turbojets in that they have an additional fan at the front of the engine, which accelerates air in a duct bypassing the core gas turbine engine. Turbofans are the dominant engine type for medium and long-range airliners.

Turbofans are usually more efficient than turbojets at subsonic speeds, but at high speeds their large frontal area generates more drag.[16] Therefore, in supersonic flight, and in military and other aircraft where other considerations have a higher priority than fuel efficiency, fans tend to be smaller or absent.

Because of these distinctions, turbofan engine designs are often categorized as low-bypass or high-bypass, depending upon the amount of air which bypasses the core of the engine. Low-bypass turbofans have a bypass ratio of around 2:1 or less.

Ram compression[edit]

Further information: Ramjet and Scramjet

Ram compression jet engines are airbreathing engines similar to gas turbine engines and they both follow the Brayton cycle. Gas turbine and ram powered engines differ, however, in how they compress the incoming airflow. Whereas gas turbine engines use axial or centrifugal compressors to compress incoming air, ram engines rely only on air compressed through the inlet or diffuser.[17] A ram engine thus requires a substantial initial forward airspeed before it can function. Ram powered engines are considered the most simple type of air breathing jet engine because they can contain no moving parts.[18]

Ramjets are ram powered jet engines. They are mechanically simple, and operate less efficiently than turbojets except at very high speeds.

Scramjets differ mainly in the fact that the air does not slow to subsonic speeds. Rather, they use supersonic combustion. They are efficient at even higher speed. Very few have been built or flown.

Non-continuous combustion[edit]
TypeDescriptionAdvantagesDisadvantages
MotorjetWorks like a turbojet but a piston engine drives the compressor instead of a turbine.Higher exhaust velocity than a propeller, offering better thrust at high speedHeavy, inefficient and underpowered. Example: Caproni Campini N.1.
PulsejetAir is compressed and combusted intermittently instead of continuously. Some designs use valves.Very simple design, used for the V-1 flying bomb and more recently on model aircraftNoisy, inefficient (low compression ratio), works poorly on a large scale, valves on valved designs wear out quickly
Pulse detonation engineSimilar to a pulsejet, but combustion occurs as a detonation instead of a deflagration, may or may not need valvesMaximum theoretical engine efficiencyExtremely noisy, parts subject to extreme mechanical fatigue, hard to start detonation, not practical for current use

Other types of jet propulsion[edit]

Rocket[edit]

Main article: Rocket engine

Rocket engine propulsion

The rocket engine uses the same basic physical principles of thrust as a form of reaction engine,[19] but is distinct from the jet engine in that it does not require atmospheric air to provide oxygen; the rocket carries all components of the reaction mass. However some definitions treat it as a form of jet propulsion.[20]

Because rockets do not breathe air, this allows them to operate at arbitrary altitudes and in space.[21]

This type of engine is used for launching satellites, space exploration and manned access, and permitted landing on the moon in 1969.

Rocket engines are used for high altitude flights, or anywhere where very high accelerations are needed since rocket engines themselves have a very high thrust-to-weight ratio.

However, the high exhaust speed and the heavier, oxidizer-rich propellant results in far more propellant use than turbofans. Even so, at extremely high speeds they become energy-efficient.

An approximate equation for the net thrust of a rocket engine is:

FN=m˙g0Isp,vac−Aep{\displaystyle F_{N}={\dot {m}}\,g_{0}\,I_{\text{sp,vac}}-A_{e}\,p\;}

Where FN{\displaystyle F_{N}} is the net thrust, Isp,vac{\displaystyle I_{\text{sp,vac}}} is the specific impulse, g0{\displaystyle g_{0}} is a standard gravity, m˙{\displaystyle {\dot {m}}} is the propellant flow in kg/s, Ae{\displaystyle A_{e}} is the cross-sectional area at the exit of the exhaust nozzle, and p{\displaystyle p} is the atmospheric pressure.

TypeDescriptionAdvantagesDisadvantages
RocketCarries all propellants and oxidants on board, emits jet for propulsion[22]Very few moving parts. Mach 0 to Mach 25+; efficient at very high speed (> Mach 5.0 or so). Thrust/weight ratio over 100. No complex air inlet. High compression ratio. Very high-speed (hypersonic) exhaust. Good cost/thrust ratio. Fairly easy to test. Works in a vacuum; indeed, works best outside the atmosphere, which is kinder on vehicle structure at high speed. Fairly small surface area to keep cool, and no turbine in hot exhaust stream. Very high-temperature combustion and high expansion-ratio nozzle gives very high efficiency, at very high speeds.Needs lots of propellant. Very low specific impulse – typically 100–450 seconds. Extreme thermal stresses of combustion chamber can make reuse harder. Typically requires carrying oxidizer on-board which increases risks. Extraordinarily noisy.

Hybrid[edit]

Combined-cycle engines simultaneously use two or more different principles of jet propulsion.

TypeDescriptionAdvantagesDisadvantages
TurborocketA turbojet where an additional oxidizer such as oxygen is added to the airstream to increase maximum altitudeVery close to existing designs, operates in very high altitude, wide range of altitude and airspeedAirspeed limited to same range as turbojet engine, carrying oxidizer like LOX can be dangerous. Much heavier than simple rockets.
Air-augmented rocketEssentially a ramjet where intake air is compressed and burnt with the exhaust from a rocketMach 0 to Mach 4.5+ (can also run exoatmospheric), good efficiency at Mach 2 to 4Similar efficiency to rockets at low speed or exoatmospheric, inlet difficulties, a relatively undeveloped and unexplored type, cooling difficulties, very noisy, thrust/weight ratio is similar to ramjets.
Precooled jets / LACEIntake air is chilled to very low temperatures at inlet in a heat exchanger before passing through a ramjet and/or turbojet and/or rocket engine.Easily tested on ground. Very high thrust/weight ratios are possible (~14) together with good fuel efficiency over a wide range of airspeeds, Mach 0–5.5+; this combination of efficiencies may permit launching to orbit, single stage, or very rapid, very long distance intercontinental travel.Exists only at the lab prototyping stage. Examples include RB545, Reaction Engines SABRE, ATREX. Requires liquid hydrogen fuel which has very low density and requires heavily insulated tankage.

Water jet[edit]

Main article: Pump-jet

A water jet, or pump-jet, is a marine propulsion system that utilizes a jet of water. The mechanical arrangement may be a ducted propeller with nozzle, or a centrifugal compressor and nozzle. The pump-jet must be driven by a separate engine such as a Diesel or gas turbine.

A pump jet schematic.

TypeDescriptionAdvantagesDisadvantages
Water jetFor propelling water rockets and jetboats; squirts water out the back through a nozzleIn boats, can run in shallow water, high acceleration, no risk of engine overload (unlike propellers), less noise and vibration, highly maneuverable at all boat speeds, high speed efficiency, less vulnerable to damage from debris, very reliable, more load flexibility, less harmful to wildlifeCan be less efficient than a propeller at low speed, more expensive, higher weight in boat due to entrained water, will not perform well if boat is heavier than the jet is sized for

General physical principles[edit]

All jet engines are reaction engines that generate thrust by emitting a jet of fluid rearwards at relatively high speed. The forces on the inside of the engine needed to create this jet give a strong thrust on the engine which pushes the craft forwards.

Jet engines make their jet from propellant stored in tanks that are attached to the engine (as in a ‘rocket’) as well as in duct engines (those commonly used on aircraft) by ingesting an external fluid (very typically air) and expelling it at higher speed.

Propelling nozzle[edit]

Main article: Propelling nozzle

The propelling nozzle is the key component of all jet engines as it creates the exhaust jet. Propelling nozzles turn internal and pressure energy into high velocity kinetic energy.[23] The total pressure and temperature don’t change through the nozzle but their static values drop as the gas speeds up.

The velocity of the air entering the nozzle is low, about Mach 0.4, a prerequisite for minimizing pressure losses in the duct leading to the nozzle. The temperature entering the nozzle may be as low as sea level ambient for a fan nozzle in the cold air at cruise altitudes. It may be as high as the 1000K exhaust gas temperature for a supersonic afterburning engine or 2200K with afterburner lit. [24] The pressure entering the nozzle may vary from 1.5 times the pressure outside the nozzle, for a single stage fan, to 30 times for the fastest manned aircraft at mach 3+.[25]

Convergent nozzles are only able to accelerate the gas up to local sonic (Mach 1) conditions. To reach high flight speeds, even greater exhaust velocities are required, and so a convergent-divergent nozzle is often used on high-speed aircraft.[26]

The nozzle thrust is highest if the static pressure of the gas reaches the ambient value as it leaves the nozzle. This only happens if the nozzle exit area is the correct value for the nozzle pressure ratio (npr). Since the npr changes with engine thrust setting and flight speed this is seldom the case. Also at supersonic speeds the divergent area is less than required to give complete internal expansion to ambient pressure as a trade-off with external body drag. Whitford[27] gives the F-16 as an example. Other underexpanded examples were the XB-70 and SR-71.

The nozzle size, together with the area of the turbine nozzles, determines the operating pressure of the compressor.[28]

Thrust[edit]

Main article: Jet engine thrust

Energy efficiency relating to aircraft jet engines[edit]

This overview highlights where energy losses occur in complete jet aircraft powerplants or engine installations.

A jet engine at rest, as on a test stand, sucks in fuel and generates thrust. How well it does this is judged by how much fuel it uses and what force is required to restrain it. This is a measure of its efficiency. If something deteriorates inside the engine (known as performance deterioration[29]) it will be less efficient and this will show when the fuel produces less thrust. If a change is made to an internal part which allows the air/combustion gases to flow more smoothly the engine will be more efficient and use less fuel. A standard definition is used to assess how different things change engine efficiency and also to allow comparisons to be made between different engines. This definition is called specific fuel consumption, or how much fuel is needed to produce one unit of thrust. For example, it will be known for a particular engine design that if some bumps in a bypass duct are smoothed out the air will flow more smoothly giving a pressure loss reduction of x% and y% less fuel will be needed to get the take-off thrust, for example. This understanding comes under the engineering discipline Jet engine performance. How efficiency is affected by forward speed and by supplying energy to aircraft systems is mentioned later.

The efficiency of the engine is controlled primarily by the operating conditions inside the engine which are the pressure produced by the compressor and the temperature of the combustion gases at the first set of rotating turbine blades. The pressure is the highest air pressure in the engine. The turbine rotor temperature is not the highest in the engine but is the highest at which energy transfer takes place ( higher temperatures occur in the combustor). The above pressure and temperature are shown on a Thermodynamic cycle diagram.

The efficiency is further modified by how smoothly the air and the combustion gases flow through the engine, how well the flow is aligned (known as incidence angle) with the moving and stationary passages in the compressors and turbines.[30] Non-optimum angles, as well as non-optimum passage and blade shapes can cause thickening and separation of Boundary layers and formation of Shock waves. It is important to slow the flow (lower speed means less pressure losses or Pressure drop) when it travels through ducts connecting the different parts. How well the individual components contribute to turning fuel into thrust is quantified by measures like efficiencies for the compressors, turbines and combustor and pressure losses for the ducts. These are shown as lines on a Thermodynamic cycle diagram.

The engine efficiency, or thermal efficiency,[31] known as ηth{\displaystyle \eta _{th}}. is dependent on the Thermodynamic cycle parameters, maximum pressure and temperature, and on component efficiencies, ηcompressor{\displaystyle \eta _{compressor}}, ηcombustion{\displaystyle \eta _{combustion}} and ηturbine{\displaystyle \eta _{turbine}} and duct pressure losses.

The engine needs compressed air for itself just to run successfully. This air comes from its own compressor and is called secondary air. It does not contribute to making thrust so makes the engine less efficient. It is used to preserve the mechanical integrity of the engine, to stop parts overheating and to prevent oil escaping from bearings for example. Only some of this air taken from the compressors returns to the turbine flow to contribute to thrust production. Any reduction in the amount needed improves the engine efficiency. Again, it will be known for a particular engine design that a reduced requirement for cooling flow of x% will reduce the specific fuel consumption by y%. In other words, less fuel will be required to give take-off thrust, for example. The engine is more efficient.

All of the above considerations are basic to the engine running on its own and, at the same time, doing nothing useful, i.e. it is not moving an aircraft or supplying energy for the aircraft’s electrical, hydraulic and air systems. In the aircraft the engine gives away some of its thrust-producing potential, or fuel, to power these systems. These requirements, which cause installation losses,[32] reduce its efficiency. It is using some fuel that does not contribute to the engine’s thrust.

Finally, when the aircraft is flying the propelling jet itself contains wasted kinetic energy after it has left the engine. This is quantified by the term propulsive, or Froude, efficiency ηp{\displaystyle \eta _{p}} and may be reduced by redesigning the engine to give it bypass flow and a lower speed for the propelling jet, for example as a turboprop or turbofan engine. At the same time forward speed increases the ηth{\displaystyle \eta _{th}} by increasing the Overall pressure ratio.

The overall efficiency of the engine at flight speed is defined as ηo=ηpηth{\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}.[33]

The ηo{\displaystyle \eta _{o}} at flight speed depends on how well the intake compresses the air before it is handed over to the engine compressors. The intake compression ratio, which can be as high as 32:1 at Mach 3, adds to that of the engine compressor to give the Overall pressure ratio and ηth{\displaystyle \eta _{th}} for the Thermodynamic cycle. How well it does this is defined by its pressure recovery or measure of the losses in the intake. Mach 3 manned flight has provided an interesting illustration of how these losses can increase dramatically in an instant. The North American XB-70 Valkyrie and Lockheed SR-71 Blackbird at Mach 3 each had pressure recoveries of about 0.8,[34][35] due to relatively low losses during the compression process, i.e. through systems of multiple shocks. During an ‘unstart’ the efficient shock system would be replaced by a very inefficient single shock beyond the inlet and an intake pressure recovery of about 0. 3 and a correspondingly low pressure ratio.

The propelling nozzle at speeds above about Mach 2 usually has extra internal thrust losses because the exit area is not big enough as a trade-off with external afterbody drag.[36]

Although a bypass engine improves propulsive efficiency it incurs losses of its own inside the engine itself. Machinery has to be added to transfer energy from the gas generator to a bypass airflow. The low loss from the propelling nozzle of a turbojet is added to with extra losses due to inefficiencies in the added turbine and fan.[37] These may be included in a transmission, or transfer, efficiency ηT{\displaystyle \eta _{T}}. However, these losses are more than made up[38] by the improvement in propulsive efficiency.[39] There are also extra pressure losses in the bypass duct and an extra propelling nozzle.

With the advent of turbofans with their loss-making machinery what goes on inside the engine has been separated by Bennett,[40] for example, between gas generator and transfer machinery giving ηo=ηpηthηT{\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}\eta _{T}}.

Dependence of propulsion efficiency (η) upon the vehicle speed/exhaust velocity ratio (v/ve) for air-breathing jet and rocket engines.

The energy efficiency (ηo{\displaystyle \eta _{o}}) of jet engines installed in vehicles has two main components:

  • propulsive efficiency (ηp{\displaystyle \eta _{p}}): how much of the energy of the jet ends up in the vehicle body rather than being carried away as kinetic energy of the jet.
  • cycle efficiency (ηth{\displaystyle \eta _{th}}): how efficiently the engine can accelerate the jet

Even though overall energy efficiency ηo{\displaystyle \eta _{o}} is:

ηo=ηpηth{\displaystyle \eta _{o}=\eta _{p}\eta _{th}}

for all jet engines the propulsive efficiency is highest as the exhaust jet velocity gets closer to the vehicle speed as this gives the smallest residual kinetic energy.[41] For an airbreathing engine an exhaust velocity equal to the vehicle velocity, or a ηp{\displaystyle \eta _{p}} equal to one, gives zero thrust with no net momentum change. {2}}}}

In addition to propulsive efficiency, another factor is cycle efficiency; a jet engine is a form of heat engine. Heat engine efficiency is determined by the ratio of temperatures reached in the engine to that exhausted at the nozzle. This has improved constantly over time as new materials have been introduced to allow higher maximum cycle temperatures. For example, composite materials, combining metals with ceramics, have been developed for HP turbine blades, which run at the maximum cycle temperature.[45] The efficiency is also limited by the overall pressure ratio that can be achieved. Cycle efficiency is highest in rocket engines (~60+%), as they can achieve extremely high combustion temperatures. Cycle efficiency in turbojet and similar is nearer to 30%, due to much lower peak cycle temperatures.

Typical combustion efficiency of an aircraft gas turbine over the operational range.

Typical combustion stability limits of an aircraft gas turbine.

The combustion efficiency of most aircraft gas turbine engines at sea level takeoff conditions
is almost 100%. It decreases nonlinearly to 98% at altitude cruise conditions. Air-fuel ratio ranges from 50:1 to 130:1. For any type of combustion chamber there is a rich and weak limit to the air-fuel ratio, beyond which the flame is extinguished. The range of air-fuel ratio between the rich and weak limits is reduced with an increase of air velocity. If the
increasing air mass flow reduces the fuel ratio below certain value, flame extinction occurs.[46]

Specific impulse as a function of speed for different jet types with kerosene fuel (hydrogen Isp would be about twice as high). Although efficiency plummets with speed, greater distances are covered. Efficiency per unit distance (per km or mile) is roughly independent of speed for jet engines as a group; however, airframes become inefficient at supersonic speeds.

Consumption of fuel or propellant[edit]

A closely related (but different) concept to energy efficiency is the rate of consumption of propellant mass. Propellant consumption in jet engines is measured by specific fuel consumption, specific impulse, or effective exhaust velocity. They all measure the same thing. Specific impulse and effective exhaust velocity are strictly proportional, whereas specific fuel consumption is inversely proportional to the others.

For air-breathing engines such as turbojets, energy efficiency and propellant (fuel) efficiency are much the same thing, since the propellant is a fuel and the source of energy. In rocketry, the propellant is also the exhaust, and this means that a high energy propellant gives better propellant efficiency but can in some cases actually give lower energy efficiency.

It can be seen in the table (just below) that the subsonic turbofans such as General Electric’s CF6 turbofan use a lot less fuel to generate thrust for a second than did the Concorde’s Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet. However, since energy is force times distance and the distance per second was greater for the Concorde, the actual power generated by the engine for the same amount of fuel was higher for the Concorde at Mach 2 than the CF6. Thus, the Concorde’s engines were more efficient in terms of energy per mile.

Rocket engines in vacuum
ModelTypeFirst
run		ApplicationTSFCSI
(s)		EEV
(m/s)
lb/lbf·hg/kN·s
Avio P80solid fuel2006Vega stage 1133602802700
Avio Zefiro 23solid fuel2006Vega stage 212.52354.7287.52819
Avio Zefiro 9Asolid fuel2008Vega stage 312. 20345.4295.22895
RD-843liquid fuelVega upper stage11.41323.2315.53094
Kuznetsov NK-33liquid fuel1970sN-1F, Soyuz-2-1v stage 110.9308331[47]3250
NPO Energomash RD-171Mliquid fuelZenit-2M, -3SL, -3SLB, -3F stage 110.73033373300
LE-7Aliquid fuelH-IIA, H-IIB stage 18.222334384300
Snecma HM-7BcryogenicAriane 2, 3, 4, 5 ECA upper stage8.097229.4444.64360
LE-5B-2cryogenicH-IIA, H-IIB upper stage8.052284474380
Aerojet Rocketdyne RS-25cryogenic1981Space Shuttle, SLS stage 17. 95225453[48]4440
Aerojet Rocketdyne RL-10B-2cryogenicDelta III, Delta IV, SLS upper stage7.734219.1465.54565
NERVA NRX A6nuclear1967869
Jet engines with Reheat, static, sea level
ModelTypeFirst
run		ApplicationTSFCSI
(s)		EEV
(m/s)
lb/lbf·hg/kN·s
Turbo-Union RB.199turbofanTornado2.5[49]70.8144014120
GE F101-GE-102turbofan1970sB-1B2. 4670146014400
Tumansky R-25-300turbojetMIG-21bis2.206[49]62.5163216000
GE J85-GE-21turbojetF-5E/F2.13[49]60.3169016570
GE F110-GE-132turbofanF-16E/F2.09[49]59.2172216890
Honeywell/ITEC F125turbofanF-CK-12.06[49]58.4174817140
Snecma M53-P2turbofanMirage 2000C/D/N2.05[49]58.1175617220
Snecma Atar 09CturbojetMirage III2.03[49]57.5177017400
Snecma Atar 09K-50turbojetMirage IV, 50, F11. 991[49]56.4180817730
GE J79-GE-15turbojetF-4E/EJ/F/G, RF-4E1.96555.7183217970
Saturn AL-31FturbofanSu-27/P/K1.96[50]55.5183718010
GE F110-GE-129turbofanF-16C/D, F-15EX1.9[49]53.8189518580
Soloviev D-30F6turbofanMiG-31, S-37/Su-471.863[49]52.8193218950
Lyulka AL-21F-3turbojetSu-17, Su-221.86[49]52.7193518980
Klimov RD-33turbofan1974MiG-291.8552.4194619080
Saturn AL-41F-1SturbofanSu-35S/T-10BM1. 81951.5197919410
Volvo RM12turbofan1978Gripen A/B/C/D1.78[49]50.4202219830
GE F404-GE-402turbofanF/A-18C/D1.74[49]49207020300
Kuznetsov NK-32turbofan1980Tu-144LL, Tu-1601.748210021000
Snecma M88-2turbofan1989Rafale1.66347.11216521230
Eurojet EJ200turbofan1991Eurofighter1.66–1.7347–49[51]2080–217020400–21300
Dry jet engines, static, sea level
ModelTypeFirst
run		ApplicationTSFCSI
(s)		EEV
(m/s)
lb/lbf·hg/kN·s
GE J85-GE-21turbojetF-5E/F1. 24[49]35.1290028500
Snecma Atar 09CturbojetMirage III1.01[49]28.6356035000
Snecma Atar 09K-50turbojetMirage IV, 50, F10.981[49]27.8367036000
Snecma Atar 08K-50turbojetSuper Étendard0.971[49]27.5371036400
Tumansky R-25-300turbojetMIG-21bis0.961[49]27.2375036700
Lyulka AL-21F-3turbojetSu-17, Su-220.8624.4419041100
GE J79-GE-15turbojetF-4E/EJ/F/G, RF-4E0.8524.1424041500
Snecma M53-P2turbofanMirage 2000C/D/N0. 85[49]24.1424041500
Volvo RM12turbofan1978Gripen A/B/C/D0.824[49]23.3437042800
RR Turbomeca Adourturbofan1999Jaguar retrofit0.8123440044000
Honeywell/ITEC F124turbofan1979L-159, X-450.81[49]22.9444043600
Honeywell/ITEC F125turbofanF-CK-10.8[49]22.7450044100
PW J52-P-408turbojetA-4M/N, TA-4KU, EA-6B0.7922.4456044700
Saturn AL-41F-1SturbofanSu-35S/T-10BM0.7922.4456044700
Snecma M88-2turbofan1989Rafale0. 78222.14460045100
Klimov RD-33turbofan1974MiG-290.7721.8468045800
RR Pegasus 11-61turbofanAV-8B+0.7621.5474046500
Eurojet EJ200turbofan1991Eurofighter0.74–0.8121–23[51]4400–490044000–48000
GE F414-GE-400turbofan1993F/A-18E/F0.724[52]20.5497048800
Kuznetsov NK-32turbofan1980Tu-144LL, Tu-1600.72-0.7320–214900–500048000–49000
Soloviev D-30F6turbofanMiG-31, S-37/Su-470.716[49]20.3503049300
Snecma Larzacturbofan1972Alpha Jet0. 71620.3503049300
IHI F3turbofan1981Kawasaki T-40.719.8514050400
Saturn AL-31FturbofanSu-27 /P/K0.666-0.78[50][52]18.9–22.14620–541045300–53000
RR Spey RB.168turbofanAMX0.66[49]18.7545053500
GE F110-GE-129turbofanF-16C/D, F-150.64[52]18560055000
GE F110-GE-132turbofanF-16E/F0.64[52]18560055000
Turbo-Union RB.199turbofanTornado ECR0.637[49]18.0565055400
PW F119-PW-100turbofan1992F-220. 61[52]17.3590057900
Turbo-Union RB.199turbofanTornado0.598[49]16.9602059000
GE F101-GE-102turbofan1970sB-1B0.56215.9641062800
PW TF33-P-3turbofanB-52H, NB-52H0.52[49]14.7692067900
RR AE 3007HturbofanRQ-4, MQ-4C0.39[49]11.0920091000
GE F118-GE-100turbofan1980sB-20.375[49]10.6960094000
GE F118-GE-101turbofan1980sU-2S0.375[49]10.6960094000
CFM CF6-50C2turbofanA300, DC-10-300. 371[49]10.5970095000
GE TF34-GE-100turbofanA-100.37[49]10.5970095000
CFM CFM56-2B1turbofanC-135, RC-1350.36[53]101000098000
Progress D-18Tturbofan1980An-124, An-2250.3459.810400102000
PW F117-PW-100turbofanC-170.34[54]9.610600104000
PW PW2040turbofanBoeing 7570.33[54]9.310900107000
CFM CFM56-3C1turbofan737 Classic0.339.311000110000
GE CF6-80C2turbofan744, 767, MD-11, A300/310, C-5M0. 307-0.3448.7–9.710500–11700103000–115000
EA GP7270turbofanA380-8610.299[52]8.512000118000
GE GE90-85Bturbofan777-200/200ER/3000.298[52]8.4412080118500
GE GE90-94Bturbofan777-200/200ER/3000.2974[52]8.4212100118700
RR Trent 970-84turbofan2003A380-8410.295[52]8.3612200119700
GE GEnx-1B70turbofan787-80.2845[52]8.0612650124100
RR Trent 1000Cturbofan2006787-90.273[52]7.713200129000
Jet engines, cruise
ModelTypeFirst
run		ApplicationTSFCSI
(s)		EEV
(m/s)
lb/lbf·hg/kN·s
RamjetMach 14. 51308007800
J-58turbojet1958SR-71 at Mach 3.2 (Reheat)1.9[49]53.8189518580
RR/Snecma Olympusturbojet1966Concorde at Mach 21.195[55]33.8301029500
PW JT8D-9turbofan737 Original0.8[56]22.7450044100
Honeywell ALF502R-5GTFBAe 1460.72[54]20.4500049000
Soloviev D-30KP-2turbofanIl-76, Il-780.71520.3503049400
Soloviev D-30KU-154turbofanTu-154M0.70520.0511050100
RR Tay RB.183turbofan1984Fokker 70, Fokker 1000. 6919.5522051200
GE CF34-3turbofan1982Challenger, CRJ100/2000.6919.5522051200
GE CF34-8EturbofanE170/1750.6819.3529051900
Honeywell TFE731-60GTFFalcon 9000.679[57]19.2530052000
CFM CFM56-2C1turbofanDC-8 Super 700.671[54]19.0537052600
GE CF34-8CturbofanCRJ700/900/10000.67-0.68195300–540052000–53000
CFM CFM56-3C1turbofan737 Classic0.66718.9540052900
CFM CFM56-2A2turbofan1974E-3, E-60. 66[53]18.7545053500
RR BR725turbofan2008G650/ER0.65718.6548053700
CFM CFM56-2B1turbofanC-135, RC-1350.65[53]18.4554054300
GE CF34-10AturbofanARJ210.6518.4554054300
CFE CFE738-1-1Bturbofan1990Falcon 20000.645[54]18.3558054700
RR BR710turbofan1995G. V/G550, Global Express0.6418560055000
GE CF34-10EturbofanE190/1950.6418560055000
CFM CF6-50C2turbofanA300B2/B4/C4/F4, DC-10-300. 63[54]17.8571056000
PowerJet SaM146turbofanSuperjet LR0.62917.8572056100
CFM CFM56-7B24turbofan737 NG0.627[54]17.8574056300
RR BR715turbofan19977170.6217.6581056900
GE CF6-80C2-B1Fturbofan747-4000.605[55]17.1595058400
CFM CFM56-5A1turbofanA3200.59616.9604059200
Aviadvigatel PS-90A1turbofanIl-96-4000.59516.9605059300
PW PW2040turbofan757-2000.582[54]16. 5619060700
PW PW4098turbofan777-3000.581[54]16.5620060800
GE CF6-80C2-B2turbofan7670.576[54]16.3625061300
IAE V2525-D5turbofanMD-900.574[58]16.3627061500
IAE V2533-A5turbofanA321-2310.574[58]16.3627061500
RR Trent 700turbofan1992A3300.56215.9641062800
RR Trent 800turbofan1993777-200/200ER/3000.56015.9643063000
Progress D-18Tturbofan1980An-124, An-2250. 54615.5659064700
CFM CFM56-5B4turbofanA320-2140.54515.4661064800
CFM CFM56-5C2turbofanA340-2110.54515.4661064800
RR Trent 500turbofan1999A340-500/6000.54215.4664065100
CFM LEAP-1Bturbofan2014737 MAX0.53-0.5615–166400–680063000–67000
Aviadvigatel PD-14turbofan2014MC-21-3100.52614.9684067100
RR Trent 900turbofan2003A3800.52214.8690067600
GE GE90-85Bturbofan777-200/200ER0. 52[54][59]14.7692067900
GE GEnx-1B76turbofan2006787-100.512[56]14.5703069000
PW PW1400GGTFMC-210.51[60]14710069000
CFM LEAP-1Cturbofan2013C9190.5114710069000
CFM LEAP-1Aturbofan2013A320neo family0.51[60]14710069000
RR Trent 7000turbofan2015A330neo0.50614.3711069800
RR Trent 1000turbofan20067870.50614.3711069800
RR Trent XWB-97turbofan2014A350-10000. 47813.5753073900
PW 1127GGTF2012A320neo0.463[56]13.1778076300

Thrust-to-weight ratio[edit]

Main article: Thrust-to-weight ratio

The thrust-to-weight ratio of jet engines with similar configurations varies with scale, but is mostly a function of engine construction technology. For a given engine, the lighter the engine, the better the thrust-to-weight is, the less fuel is used to compensate for drag due to the lift needed to carry the engine weight, or to accelerate the mass of the engine.

As can be seen in the following table, rocket engines generally achieve much higher thrust-to-weight ratios than duct engines such as turbojet and turbofan engines. This is primarily because rockets almost universally use dense liquid or solid reaction mass which gives a much smaller volume and hence the pressurization system that supplies the nozzle is much smaller and lighter for the same performance. Duct engines have to deal with air which is two to three orders of magnitude less dense and this gives pressures over much larger areas, which in turn results in more engineering materials being needed to hold the engine together and for the air compressor.

Jet or rocket engineMassThrustThrust-to-
weight ratio
(kg)(lb)(kN)(lbf)
RD-0410 nuclear rocket engine[61][62]2,0004,40035.27,9001.8
J58 jet engine (SR-71 Blackbird)[63][64]2,7226,00115034,0005.2
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593
turbojet with reheat (Concorde)[65]		3,1757,000169. 238,0005.4
Pratt & Whitney F119[66]1,8003,9009120,5007.95
RD-0750 rocket engine, three-propellant mode[67]4,62110,1881,413318,00031.2
RD-0146 rocket engine[68]2605709822,00038.4
Rocketdyne RS-25 rocket engine[69]3,1777,0042,278512,00073.1
RD-180 rocket engine[70]5,39311,8904,152933,00078. 5
RD-170 rocket engine9,75021,5007,8871,773,00082.5
F-1 (Saturn V first stage)[71]8,39118,4997,740.51,740,10094.1
NK-33 rocket engine[72]1,2222,6941,638368,000136.7
Merlin 1D rocket engine, full-thrust version4671,030825185,000180.1

Comparison of types[edit]

Propulsive efficiency comparison for various gas turbine engine configurations

Propeller engines handle larger air mass flows, and give them smaller acceleration, than jet engines. Since the increase in air speed is small, at high flight speeds the thrust available to propeller-driven aeroplanes is small. However, at low speeds, these engines benefit from relatively high propulsive efficiency.

On the other hand, turbojets accelerate a much smaller mass flow of intake air and burned fuel, but they then reject it at very high speed. When a de Laval nozzle is used to accelerate a hot engine exhaust, the outlet velocity may be locally supersonic. Turbojets are particularly suitable for aircraft travelling at very high speeds.

Turbofans have a mixed exhaust consisting of the bypass air and the hot combustion product gas from the core engine. The amount of air that bypasses the core engine compared to the amount flowing into the engine determines what is called a turbofan’s bypass ratio (BPR).

While a turbojet engine uses all of the engine’s output to produce thrust in the form of a hot high-velocity exhaust gas jet, a turbofan’s cool low-velocity bypass air yields between 30% and 70% of the total thrust produced by a turbofan system. [73]

The net thrust (FN) generated by a turbofan can also be expanded as:[74]

FN=m˙evhe−m˙ovo+BPR(m˙cvf){\displaystyle F_{N}={\dot {m}}_{e}v_{he}-{\dot {m}}_{o}v_{o}+BPR\,({\dot {m}}_{c}v_{f})}

where:

ṁ e= the mass rate of hot combustion exhaust flow from the core engine
ṁo= the mass rate of total air flow entering the turbofan = ṁc + ṁf
ṁc= the mass rate of intake air that flows to the core engine
ṁf= the mass rate of intake air that bypasses the core engine
vf= the velocity of the air flow bypassed around the core engine
vhe= the velocity of the hot exhaust gas from the core engine
vo= the velocity of the total air intake = the true airspeed of the aircraft
BPR= Bypass Ratio

Rocket engines have extremely high exhaust velocity and thus are best suited for high speeds (hypersonic) and great altitudes. At any given throttle, the thrust and efficiency of a rocket motor improves slightly with increasing altitude (because the back-pressure falls thus increasing net thrust at the nozzle exit plane), whereas with a turbojet (or turbofan) the falling density of the air entering the intake (and the hot gases leaving the nozzle) causes the net thrust to decrease with increasing altitude. Rocket engines are more efficient than even scramjets above roughly Mach 15.[75]

Altitude and speed[edit]

With the exception of scramjets, jet engines, deprived of their inlet systems can only accept air at around half the speed of sound. The inlet system’s job for transonic and supersonic aircraft is to slow the air and perform some of the compression.

The limit on maximum altitude for engines is set by flammability – at very high altitudes the air becomes too thin to burn, or after compression, too hot. For turbojet engines altitudes of about 40 km appear to be possible, whereas for ramjet engines 55 km may be achievable. Scramjets may theoretically manage 75 km.[76] Rocket engines of course have no upper limit.

At more modest altitudes, flying faster compresses the air at the front of the engine, and this greatly heats the air. The upper limit is usually thought to be about Mach 5–8, as above about Mach 5.5, the atmospheric nitrogen tends to react due to the high temperatures at the inlet and this consumes significant energy. The exception to this is scramjets which may be able to achieve about Mach 15 or more,[citation needed] as they avoid slowing the air, and rockets again have no particular speed limit.

Noise[edit]

The noise emitted by a jet engine has many sources. These include, in the case of gas turbine engines, the fan, compressor, combustor, turbine and propelling jet/s.[77]

The propelling jet produces jet noise which is caused by the violent mixing action of the high speed jet with the surrounding air. In the subsonic case the noise is produced by eddies and in the supersonic case by Mach waves. [78] The sound power radiated from a jet varies with the jet velocity raised to the eighth power for velocities up to 2,000 ft/sec and varies with the velocity cubed above 2,000 ft/sec.[79] Thus, the lower speed exhaust jets emitted from engines such as high bypass turbofans are the quietest, whereas the fastest jets, such as rockets, turbojets, and ramjets, are the loudest. For commercial jet aircraft the jet noise has reduced from the turbojet through bypass engines to turbofans as a result of a progressive reduction in propelling jet velocities. For example, the JT8D, a bypass engine, has a jet velocity of 1450 ft/sec whereas the JT9D, a turbofan, has jet velocities of 885 ft/sec (cold) and 1190 ft/sec (hot).[80]

The advent of the turbofan replaced the very distinctive jet noise with another sound known as «buzz saw» noise. The origin is the shockwaves originating at the supersonic fan blades at takeoff thrust.[81]

Cooling[edit]

Adequate heat transfer away from the working parts of the jet engine is critical to maintaining strength of engine materials and ensuring long life for the engine.

After 2016, research is ongoing in the development of transpiration cooling techniques to jet engine components.[82]

Operation[edit]

Airbus A340-300 Electronic centralised aircraft monitor (ECAM) Display

In a jet engine, each major rotating section usually has a separate gauge devoted to monitoring its speed of rotation.
Depending on the make and model, a jet engine may have an N1 gauge that monitors the low-pressure compressor section and/or fan speed in turbofan engines. The gas generator section may be monitored by an N2 gauge, while triple spool engines may have an N3 gauge as well. Each engine section rotates at many thousands RPM. Their gauges therefore are calibrated in percent of a nominal speed rather than actual RPM, for ease of display and interpretation.[83]

See also[edit]

  • Air turboramjet
  • Balancing machine
  • Components of jet engines
  • Rocket engine nozzle
  • Rocket turbine engine
  • Spacecraft propulsion
  • Thrust reversal
  • Turbojet development at the RAE
  • Variable cycle engine
  • Water injection (engine)

References[edit]

  1. ^ «Jet Engine — SKYbrary Aviation Safety». a b c d e f g h i j k l m n o p q r s t u v w x y z aa ab ac ad ae af ag Nathan Meier (21 Mar 2005). «Military Turbojet/Turbofan Specifications». Archived from the original on 11 February 2021. «15 — Operating the Jet Engine». Airplane flying handbook (PDF). FAA. 25 July 2017. p. 3. ISBN 9781510712843. OCLC 992171581. This article incorporates public domain material from websites or documents of the Federal Aviation Administration.

Bibliography[edit]

  • Brooks, David S. (1997). Vikings at Waterloo: Wartime Work on the Whittle Jet Engine by the Rover Company. Rolls-Royce Heritage Trust. ISBN 978-1-872922-08-9.
  • Golley, John (1997). Genesis of the Jet: Frank Whittle and the Invention of the Jet Engine. Crowood Press. ISBN 978-1-85310-860-0.
  • Hill, Philip; Peterson, Carl (1992), Mechanics and Thermodynamics of Propulsion (2nd ed.), New York: Addison-Wesley, ISBN 978-0-201-14659-2
  • Kerrebrock, Jack L. (1992). Aircraft Engines and Gas Turbines (2nd ed.). Cambridge, MA: The MIT Press. ISBN 978-0-262-11162-1.

External links[edit]

  • Media related to Jet engines at Wikimedia Commons
  • The dictionary definition of jet engine at Wiktionary
  • Media about jet engines from Rolls-Royce
  • How Stuff Works article on how a Gas Turbine Engine works
  • Influence of the Jet Engine on the Aerospace Industry
  • An Overview of Military Jet Engine History, Appendix B, pp. 97–120, in Military Jet Engine Acquisition (Rand Corp., 24 pp, PDF)
  • Basic jet engine tutorial (QuickTime Video)
  • An article on how reaction engine works
  • The Aircraft Gas Turbine Engine and Its Operation: Installation Engineering. East Hartford, Connecticut: United Aircraft Corporation. February 1958. Retrieved 29 September 2021.

Как работает турбина двигателя самолета — mad wheels

Как работает авиационный двигатель — простым языком.

 То что вы видите под крылом — это не турбина, а именно авиационный двигатель, а турбина — это его составная часть.

Авиационный турбовентиляторный реактивный двигатель необходим для создания тяги, которая преодолеет сопротивление воздуха, сопротивление самолета и его частей, разгонит самолет до скорости, на которой вырастет подъемная сила, способная оторвать самолет от земли и унести его с полной загрузкой в небо.

Передняя часть двигателя называется воздухозаборник. Воздух, попадая в него, начинает частично сжиматься. Далее воздух попадает на ступени вентилятора и ряд лопаток, где его давление и температура от сжимания начинает расти.

Воздух дальше идет по двум контурам. Внешний контур сжимает воздух благодаря своей форме. Воздух, который пошел во внутренний контур все больше сжимается, проходя каждый ряд статичных и крутящихся лопаток, сделанных из титана.

В компрессоре высокого давления он сжимается и его температура растет. И вот воздух попадает в камеру сгорания, где он смешивается с топливом. В результате этого резко растет тепловая энергия.⠀

Разогретые до огромной температуры газы выходят с бешеной скоростью из камеры сгорания и расширяются. Попадая на колесо турбины, они приводят ее в вращение.Турбина сидит на одном валу с компрессором. Компрессор начинает вращаться и получается замкнутая цепь. Воздух вновь засасывается компрессором и процесс продолжается.

Далее происходит следующее: разогретые до огромной температуры газы выходят с бешеной скоростью из камеры сгорания и расширяются. Попадая на колесо турбины, они приводят ее во вращение.

Турбина сидит на одном валу с компрессором. Компрессор начинает вращаться. Получается замкнутая цепь: воздух вновь засасывается компрессором, и процесс повторяется.

Выходящие газы попадают в сопло и на выходе из него смешиваясь с воздухом с внешнего контура создают реактивную струю, которая и толкает самолет сквозь воздушную среду. 

ТРД стал самым распространённым в авиации воздушно-реактивным двигателем. Он является базой для создания целого семейства двигателей, объединяемых под общим названием газотурбинных двигателей. ТРД используют в качестве горючего керосин, находящийся в топливных баках, а в качестве окислителя – кислород воздуха.

Поток воздуха, попадающего в двигатель, тормозится во входном устройстве (1), в результате чего давление воздуха перед осевым компрессором (2) повышается. Ротор (вращающаяся часть) объединяет ряд рабочих колёс компрессора (3), представляющих собой диски с закреплёнными на них рабочими лопатками.

 Сжатый воздух из компрессора попадает в камеру сгорания (7). Примерно 25–35% от общего потока воздуха направляется непосредственно в жаровые трубы, где происходит основной процесс сгорания керосина, поступающего в распылённом состоянии через форсунки (5).

Другая часть воздуха обтекает наружные поверхности жаровых труб, и на выходе из камеры сгорания смешивается с продуктами сгорания для их охлаждения, что позволяет поддерживать температуру газовоздушной смеси в камере сгорания на уровне, определяемом допустимой теплопрочностью стенок камеры сгорания, лопаток ротора (8) и лопаток спрямляющего аппарата турбины (9).  

Часть механической мощности отбирается от вала (6) для привода агрегатов двигателя  и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы. Основная часть энергии продуктов сгорания идёт на ускорение газового потока в выходном устройстве ТРД – реактивное сопло (10), т. е. на создание реактивной тяги.

Стартовая закрутка вала (5) осуществляется стартером, приводимым при запуске двигателя от наземного или бортового электроагрегата, при дальнейшей работе двигателя вращение вала поддерживается вращением ротора турбины.

Турбонаддув – это система, позволяющая увеличить максимальную мощность двигателя, используя для этого энергию выхлопных газов. 

Первые турбины хотя и давали весьма ощутимую прибавку в мощности, но из-за своей громоздкости во много раз увеличивали и без того немаленький вес двигателей автомобилей тех лет.

Конструкторы со временем усовершенствовали технологию, сделав элементы системы более легковесными, одновременно повысив ее производительность. Но одним из существенных недостатков оставался повышенный расход топлива.

Конструкторам удалось решить одну из главных проблем турбодвигателя – расход топлива, ведь, как известно, дизельный агрегат менее «прожорливый», чем бензиновый.

Еще один несомненный плюс дизельного топлива – его отработанные газы имеют температуру ниже, чем бензиновые, стало быть, основные агрегаты системы турбонаддува можно было производить из менее тяжеловесных и жаростойких материалов. 

Реактивное движение – это такой процесс, при котором от определенного тела с некоторой скоростью отделяется одна из его частей. Сила, которая возникает при этом, работает сама по себе, без малейшего контакта с внешними телами. Реактивное движение стало толчком к созданию реактивного двигателя.

Представим выстрел из любого огнестрельного оружия. Струя раскаленного газа, который образовался в процессе сгорания заряда в патроне, отталкивает оружие назад. Чем мощнее заряд, тем сильнее будет отдача.

В качестве горючего для реактивных двигателей вначале применяли дымный порох. Реактивные двигатели требовали топлива с основой из нитроцеллюлозы, которая растворялась в нитроглицерине. В больших агрегатах сегодня используют специальную смесь полимерного горючего с перхлоратом аммония в качестве окислителя.

В качестве топлива в реактивных двигателях используется жидкий кислород либо азотная кислота. В качестве горючего применяют керосин. 

Компоненты поступают в камеру сгорания из двух отдельных баков. После смешивания они превращаются в массу, которая при сгорании выделяет огромное количество тепла и десятки тысяч атмосфер давления. Окислитель подается в камеру сгорания.

Топливная смесь по мере прохождения между сдвоенными стенками камеры и сопла охлаждает эти элементы. Далее горючее попадет через огромное количество форсунок в зону воспламенения. Струя вырывается наружу. За счет этого и обеспечивается толкающий момент.

Несмотря на то что жидкостные двигатели потребляют очень много горючего, их до сих пор используют в качестве маршевых агрегатов для ракеты-носителей и маневровых для орбитальных станций.

Устроен РД следующим образом:

— камера для сгорания;

— выхлопная система.

Компрессор представляет собой несколько турбин. Их задача – всасывать и сжимать воздух по мере того, как он проходит через лопасти. В процессе сжатия повышается температура и давление воздуха. 

Смесь выходит из камеры сгорания на высокой скорости, а затем расширяется. Далее она следует через турбину, лопасти которой вращаются за счет воздействия газов. Эта турбина, соединяясь с компрессором, находящимся в передней части агрегата, и приводит его в движение. Воздух, нагретый до высоких температур, выходит через выпускную систему. 

Эти агрегаты имеют массу преимуществ перед турбореактивными (меньший расход топлива при той же мощности).

Воздух, захватываемый турбиной, частично сжимается и подается в первый контур на компрессор и на второй – к неподвижным лопастям. Турбина при этом работает в качестве компрессора низкого давления.

В первом контуре двигателя воздух сжимается и подогревается, а затем подается в камеру сгорания. Здесь происходит смесь с топливом и воспламенение. Образуются газы, которые подаются на турбину высокого давления, за счет чего и вращаются лопасти турбины.

Затем газы проходят через турбину низкого давления. Она приводит в действие вентилятор, и газы попадают наружу, создавая тягу.

Конструкция и принцип работы были взяты из механизма турбореактивного мотора, а от поршневого — воздушные винты. Таким образом, стало возможным совмещение небольших габаритов, экономичности и высокого коэффициента полезного действия.

Однако для сверхзвуковой скорости они годными не были. Поэтому с появлением таких мощностей в военной авиации от них отказались. Зато гражданские самолеты в основном снабжаются именно ими.

Схема турбовинтового двигателя выглядит следующим образом: после нагнетания и сжатия компрессором воздух попадает в камеру сгорания. Туда же впрыскивается топливо. Полученная смесь воспламеняется и создает газы, которые при расширении поступают в турбину и вращают ее. Нерастраченная энергия выходит через сопло, создавая реактивную тягу.

Турбина способна развить скорость до 20 тысяч оборотов в минуту, но винт не сможет ей соответствовать, поэтому здесь имеется понижающий редуктор. Редукторы могут быть разными, но главная их задача — снижать скорость и повышать момент.

Для повышения тяги иногда двумя винтами снабжается турбовинтовой двигатель. Принцип работы при этом у них реализуется за счет вращения в противоположные стороны, но при помощи одного редуктора.

Преимуществами турбовинтового двигателя являются:

Принцип работы турбокомпрессора сводится к следующему:

Турбокомпрессор используется ввиду простоты конструкции и хороших эксплуатационных параметров. Турбонаддув позволяет увеличить мощность двигателя. 

Двигатель с турбокомпрессором имеет меньший выброс вредных газов в атмосферу, так как вырабатываются дополнительные выхлопные газы в двигатель. У сгораемого топлива становится меньше отходов.

Использование двух турбокомпрессоров и других турбо деталей

На некоторые двигатели устанавливается два турбокомпрессора разного размера. Малый турбокомпрессор быстрее набирает обороты, снижая тем самым задержку ускорения, а большой обеспечивает больший наддув при высокой скорости вращения двигателя.

Охладитель воздуха или охладитель наддувочного воздуха является дополнительным устройством, которое выглядит как радиатор, только воздух проходит как внутри, так и снаружи охладителя. 

Охладитель увеличивает мощность двигателя, охлаждая сжатый воздух от компрессора перед его подачей в двигатель. 

Турбокомпрессоры также обладают преимуществом на большой высоте, где плотность воздуха ниже. Обычные двигатели будут работать слабее на большой высоте над уровнем моря, т.к. на каждый ход поршня подаваемая масса воздуха будет меньше. Мощность двигателя с турбокомпрессором также снизится, но менее заметно, т.к. разреженный воздух легче сжимать.

Газовой турбиной принято называть своеобразный тепловой двигатель, его рабочим частям предопределено только одно задание – вращаться вследствие воздействия струи газа.

Интересно, что механизмы турбин начали разрабатываться инженерами уже очень давно. Первая примитивная паровая турбина была создана ещё в I веке до н. э.

Активно разрабатываться турбины начали в конце XIX века одновременно с развитием термодинамики, машиностроения и металлургии.

Технические характеристики газовой турбины

Главная часть турбины представлена колесом, на которое прикреплены наборы лопаток. Газ, воздействуя на лопатки газовой турбины, заставляет их двигаться и вращать колесо. Колесо жёстко скреплено с валом.

Это ротор турбины. Вследствие этого движения достигается получение механической энергии, которая передаётся на электрогенератор, на гребной винт корабля, на воздушный винт самолёта и другие рабочие механизмы аналогичного принципа действия.

Активная турбина характеризуется тем, что здесь отмечается большая скорость поступления газа на рабочие лопатки. При помощи изогнутой лопатки струя газа отклоняется от своей траектории движения. В результате отклонения развивается большая центробежная сила.

В реактивной турбине поступление газа к рабочим лопаткам осуществляется на незначительной скорости и под воздействием большого уровня давления. Форма лопаток так же отлична, благодаря чему скорость газа значительно увеличивается.

Схема и принцип действия газотурбинного двигателя

Газотурбинным двигателем (ГТД)  называют тепловую машину, в которой энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию струи и в механическую работу на валу. Основными элементами ГТД являются компрессор, камера сгорания и газовая турбина.

Принцип действия ГТД следующий.

1. Воздух из атмосферы поступает в компрессор (сечение «В-В»), где происходит сжатие воздуха (плотность, давление и температура возрастают). Если компрессор идеальный, то сжатие воздуха осуществляется в адиабатном процессе (  ), показатель адиабаты к=1.4.

Отношение давления воздуха на выходе из компрессора к давлению на входе называется степенью повышения давления в компрессоре:   .

2. Из компрессора (сечение «К-К») воздух поступает в камеру сгорания, где при постоянном давлении происходит подвод тепла к потоку воздуха при горении топлива. В результате подогрева в камере сгорания газ на её выходе имеет высокую температуру. Отношение температуры газа на выходе из камеры сгорания к температуре атмосферного воздуха называется степенью подогрева воздуха в двигателе:   .

3. Из камеры сгорания газ поступает в турбину (сечение «Г-Г»), где происходит расширение газа (плотность газа уменьшается). Если турбина идеальная, то процесс расширения принимается адиабатным. Показатель адиабаты газа равен 1.33.

4. Из турбины (сечение «Т-Т») газ направляется в выходной канал двигателя. Таким образом, ГТД представляет собой открытую термодинамическую систему, в которой реализуется цикл Брайтона.

Принцип действия и устройство турбин. Активные и реактивные принципы работы турбин

Турбина является тепловым ротационным двигателем, в котором потенциальная тепловая энергия пара (или газа) превращается в кинетическую, а последняя в свою очередь преобразуется в механическую работу вращения вала.

Пар с давлением более высоким, чем за турбиной, поступает в одно или несколько неподвижных каналов 5. В сопловых каналах пар расширяется, давление его падает, а скорость возрастает. 

Из сопл пар поступает в рабочие каналы, образованные рабочими лопатками 3, закрепленными на диске 2. Двигаясь в рабочих каналах между рабочими лопатками и изменяя свое направление, поток пара оказывает силовое воздействие на рабочие лопатки. В результате чего они вращаются вместе с диском и валом 1, установленным в опорных подшипниках 4.

Комплект, состоящий из сопл и рабочих лопаток, в которых совершается процесс расширения пара, называется ступенью давления турбины. Простейшие турбины, имеющие лишь одну ступень, называются одноступенчатыми, в отличие от более сложных многоступенчатых турбин.

Тремя основными элементами, содержащимися в конструкции турбокомпрессора являются: центробежный компрессор, турбина и центральный корпус. Кинетическая энергия отработанных газов под воздействием турбины преобразуется во вращательное движение компрессора.

Также турбина соединяет турбинное колесо, помещённое в специальный корпус в форме улитки.

Поступая в улитку, отработавшие газы перемещаются по каналу и попадают на лопасти турбинного колеса. Вал, к которому приварено турбинное колесо, передаёт на колесо компрессора энергию, которая придаёт его вращению.

Лопасти турбинного колеса становятся проводниками отработавших газов, которые затем покидают турбину через отверстие в центре турбокомпрессора и выходят в выпускную систему.

От формы и размера турбины напрямую зависит производительность турбокомпрессора. Значительный прирост мощности наблюдается в турбинах большего размера, потому что они могут использовать большее давление отработавших газов. Однако в таких турбокомпрессорах, на низких оборотах, значительна вероятность возникновения турбоямы.

Понравилась статья? Расскажите друзьям:

Оцените статью, для нас это очень важно:

Проголосовавших: 2 чел.
Средний рейтинг: 5 из 5.

Впервые самолет с турбореактивным двигателем (ТРД) поднялся в воздух в 1939 году. С тех пор устройство двигателей самолетов совершенствовалось, появились различные виды, но принцип работы у всех них примерно одинаковый. Чтобы понять, почему воздушное судно, имеющий столь большую массу, так легко поднимается в воздух, следует узнать, как работает двигатель самолета. ТРД приводит в движение воздушное судно за счет реактивной тяги. В свою очередь, реактивная тяга является силой отдачи струи газа, которая вылетает из сопла. То есть получается, что турбореактивная установка толкает самолет и всех находящихся в салоне людей с помощью газовой струи. Реактивная струя, вылетая из сопла, отталкивается от воздуха и таким образом, приводит в движение воздушное судно.

Устройство турбовентиляторного двигателя

Устройство двигателя самолета достаточно сложное. Рабочая температура в таких установках достигает 1000 и более градусов. Соответственно, все детали, из которых двигатель состоит, изготавливаются из устойчивых к воздействию высоких температур и возгоранию материалов. Из-за сложности устройства существует целая область науки о ТРД.

ТРД состоит из нескольких основных элементов:

Перед турбиной установлен вентилятор. С его помощью воздух затягивается в установку извне. В таких установках используются вентиляторы с большим количеством лопастей определенной формы. Размер и форма лопастей обеспечивают максимально эффективную и быструю подачу воздуха в турбину. Изготавливаются они из титана. Помимо основной функции (затягивания воздуха), вентилятор решает еще одну важную задачу: с его помощью осуществляется прокачка воздуха между элементами ТРД и его оболочкой. За счет такой прокачки обеспечивается охлаждение системы и предотвращается разрушение камеры сгорания.

Возле вентилятора расположен компрессор высокой мощности. С его помощью воздух поступает в камеру сгорания под высоким давлением. В камере происходит смешивание воздуха с топливом. Образующаяся смесь поджигается. После возгорания происходит нагрев смеси и всех расположенных рядом элементов установки. Камера сгорания чаще всего изготавливается из керамики. Это объясняется тем, что температура внутри камеры достигает 2000 градусов и более. А керамика характеризуется устойчивостью к воздействию высоких температур. После возгорания смесь поступает в турбину.

Вид самолетного двигателя снаружи

Турбина представляет собой устройство, состоящее из большого количества лопаток. На лопатки оказывает давление поток смеси, приводя тем самым турбину в движение. Турбина вследствие такого вращения заставляет вращаться вал, на котором установлен вентилятор. Получается замкнутая система, которая для функционирования двигателя требует только подачи воздуха и наличия топлива.

Далее смесь поступает в сопло. Это завершающий этап 1 цикла работы двигателя. Здесь формируется реактивная струя. Таков принцип работы двигателя самолета. Вентилятор нагнетает холодный воздух в сопло, предотвращая его разрушение от чрезмерно горячей смеси. Поток холодного воздуха не дает манжете сопла расплавиться.

В двигателях воздушных судов могут быть установлены различные сопла. Наиболее совершенными считаются подвижные. Подвижное сопло способно расширяться и сжиматься, а также регулировать угол, задавая правильное направление реактивной струе. Самолеты с такими двигателями характеризуются отличной маневренностью.

Двигатели для самолетов бывают различных типов:

Классические установки работают по принципу, описанному выше. Такие двигатели устанавливают на воздушных судах различной модификации. Турбовинтовые функционируют несколько иначе. В них газовая турбина не имеет механической связи с трансмиссией. Эти установки приводят самолет в движение с помощью реактивной тяги лишь частично. Основную часть энергии горячей смеси данный вид установки использует для привода воздушного винта через редуктор. В такой установке вместо одной присутствует 2 турбины. Одна из них приводит компрессор, а вторая – винт. В отличие от классических турбореактивных, винтовые установки более экономичны. Но они не позволяют самолетам развивать высокие скорости. Их устанавливают на малоскоростных воздушных судах. ТРД позволяют развивать гораздо большую скорость во время полета.

Турбовентиляторные двигатели представляют собой комбинированные установки, сочетающие элементы турбореактивных и турбовинтовых двигателей. Они отличаются от классических большим размером лопастей вентилятора. И вентилятор, и винт функционируют на дозвуковых скоростях. Скорость перемещения воздуха понижается за счет наличия специального обтекателя, в который помещен вентилятор. Такие двигатели более экономично расходуют топливо, чем классические. Кроме того, они характеризуются более высоким КПД. Чаще всего их устанавливают на лайнерах и самолетах большой вместительности.

Размер двигателя самолета относительно человеческого роста

Прямоточные воздушно-реактивные установки не предполагают использование подвижных элементов. Воздух втягивается естественным путем благодаря обтекателю, установленному на входном отверстии. После поступления воздуха двигатель работает аналогично классическому.

Некоторые самолеты летают на турбовинтовых двигателях, устройство которых гораздо проще, чем устройство ТРД. Поэтому у многих возникает вопрос: зачем использовать более сложные установки, если можно ограничиться винтовой? Ответ прост: ТРД превосходят винтовые двигатели по мощности. Они мощнее в десятки раз. Соответственно, ТРД выдает гораздо большую тягу. Благодаря этому обеспечивается возможность поднимать в воздух большие самолеты и осуществлять перелеты на высокой скорости.

Центробежная ступень компрессора ТВаД.

Сегодня продолжаем серию рассказов о типах авиационных двигателей.

Как известно, основной узел любого газотурбинного двигателя ( ГТД) – это турбокомпрессор. В нем компрессор работает в связке с турбиной, которая его вращает. Функции турбины этим могут и ограничиться. Тогда вся оставшаяся полезная энергия газового потока, проходящего через двигатель, срабатывается в выходном устройстве (реактивном сопле). Как говорил мой преподаватель «спускается на ветер» :-). Тем самым создается реактивная тяга и ГТД становится обычным турбореактивным двигателем (ТРД).

Но можно сделать и по-другому. Турбину ведь можно заставить кроме компрессора вращать и другие нужные агрегаты, используя ту самую оставшуюся полезную энергию. Это может быть, например, самолетный воздушный винт . В этом случае ГТД становится уже турбовинтовым двигателем , в котором 10-15% энергии все же расходуется «на воздух» :-), то есть создает реактивную тягу.

Принцип работы турбовального двигателя.

Но если вся полезная энергия в двигателе срабатывается на валу и через него передается для привода агрегатов, то мы уже имеем так называемый турбовальный двигатель (ТваД).

Такой двигатель чаще всего имеет свободную турбину. То есть вся турбина как бы поделена на две части, между собой механически несвязанные. Связь между ними только газодинамическая. Газовый поток, вращая первую турбину, отдает часть своей мощности для вращения компрессора и далее, вращая вторую, тем самым через вал этой (второй) турбины приводит в действие полезные агрегаты. Сопла на таком двигателе нет. То есть выходное устройство для отработанных газов конечно имеется, но соплом оно не является и тяги не создает. Просто труба… Зачастую еще и искривленная :-).

Компоновка двигателя Arriel 1E2.

Турбовальный двигатель ARRIEL 1E2.

Eurocopter BK 117 c 2-мя турбовальными двигателями Arriel 1E2.

Выходной вал ТваД, с которого снимается вся полезная мощность, может быть направлен как назад, через канал выходного устройства, так и вперед, либо через полый вал турбокомпрессора, либо через редуктор вне корпуса двигателя.

Компоновка двигателя Arrius 2B2.

Турбовальный двигатель ARRIUS 2B2.

Eurocopter EC 135 с 2-мя турбовальными двигателями Arrius 2B2.

Надо сказать, что редуктор – непременная принадлежность турбовального двигателя. Ведь скорость вращения как ротора турбокомпрессора, так и ротора свободной турбины велика настолько, что это вращение не может быть напрямую передано на приводимые агрегаты. Они просто не смогут выполнять свои функции и даже могут разрушиться. Поэтому между свободной турбиной и полезным агрегатом обязательно ставится редуктор для снижения частоты вращения приводного вала.

Компоновка двигателя Makila 1A1.

Турбовальный двигатель MAKILA 1A1

Eurocopter AS 332 Super Puma с 2-мя турбовальными двигателями Makila 1A1

Компрессор у ТваД может быть осевым (если двигатель мощный) либо центробежным . Часто компрессор бывает и смешанным по конструкции, то есть в нем есть как осевые, так и центробежные ступени. В остальном принцип работы этого двигателя такой же, как и у ТРД. Примером разнообразия конструкций ТваД могут служить двигатели известной французской двигателестроительной фирмы TURBOMEKA. Здесь я представляю ряд иллюстраций на эту тему (их сегодня вообще много как-то получилось :-)… Ну много — не мало… :-)).

Компоновка двигателя Arrius 2K1

Турбовальный двигатель ARRIUS 2K1.

Вертолет Agusta A-109S с 2-мя турбовальными двигателями Arrius 2K1.

Основное свое применение турбовальный двигатель находит сегодня конечно же в авиации, по большей части на вертолетах . Его часто и называют вертолетный ГТД. Полезная нагрузка в этом случае – несущий винт вертолета. Известным примером ( кроме французов :-))могут служить широко распространенные до сих пор отличные классические вертолеты МИ-8 и МИ-24 с двигателями ТВ2-117 и ТВ3-117.

Вертолет МИ-8Т с 2-мя турбовальными двигателями ТВ2-117.

Турбовальный двигатель ТВ2-117.

Вертолет МИ-24 с 2-мя турбовальными двигателями ТВ3-117.

Турбовальный двигатель ТВ3-117 для вертолета МИ-24.

Кроме того ТваД может применяться в качестве вспомогательной силовой установки (ВСУ, о ней подробнее в следующей статье :-)), а также в виде специальных устройств для запуска двигателей. Такие устройства представляют собой миниатюрный турбовальный двигатель, свободная турбина которого раскручивает ротор основного двигателя при его запуске. Называется такое устройство турбостартер. В качестве примера могу привести турбостартер ТС-21, используемый на двигателе АЛ-21Ф-3, который устанавливается на самолеты СУ-24, в частности на мой родной СУ-24МР :-)…

Двигатель АЛ-21Ф-3 с турбостартером ТС-21.

Турбостартер ТС-21, снятый с двигателя.

Фронтовой бомбардировщик СУ-24М с 2-мя двигателями АЛ-21Ф-3.

Однако, говоря о турбовальных двигателях, нельзя не сказать о совсем неавиационном направлении их использования. Дело в том, что ведь изначально газотурбинный двигатель не был монополией авиации. Главный его рабочий орган, газовая турбина, создавался задолго до появления самолетов. И предназначался ГТД для целей более прозаических, нежели полеты в воздушной стихии :-). Эта самая воздушная стихия его все же завоевала. Однако неавиационное приземленное предназначение существует и серьезности своей не потеряло, скорее наоборот.

На земле, так же как и в воздухе ГТД (турбовальный двигатель) применяется на транспорте.

Первое – это перекачка природного газа по крупным магистралям через газоперекачивающие станции. ГТД используются здесь в качестве мощных насосов.

Второе – это водный транспорт. Суда, использующие турбовальные газотурбинные двигатели называют газотурбоходы. Это чаще всего суда на подводных крыльях, у которых гребной винт приводит в движение турбовальный двигатель механически через редуктор или электрически через генератор, который он вращает. Либо это суда на воздушной подушке, которая создается при помощи ГТД.

Газотурбоход «Циклон-М» с 2-мя газотурбинными двигателями ДО37.

Пасажирских газотурбоходов за российскую историю было всего два. Последнее очень перспективное судно «Циклон-М» появилось в очень неудобное для себя время в 1986 году. Успешно пройдя все испытания, оно «благополучно» перестало существовать для России. Перестройка… Более таких судов не строили. Зато у военных в этом плане дела обстоят несколько лучше. Чего стоит один только десантный корабль «Зубр», самое большое в мире судно на воздушной подушке.

Десантный корабль на воздушной подушке «Зубр» с газотурбинными двигателями.

Третье – это железнодорожный транспорт. Локомотивы на которых стоят турбовальные газотурбинные двигатели, называют газотурбовозы. На них используется так называемая электрическая передача. ГТД вращает электрогенератор, а вырабатываемый им ток, в свою очередь, вращает электродвигатели, приводящие локомотив в движение. В 60-е годы прошлого века в СССР проходили довольно успешную опытную эксплуатацию три газотурбовоза. Два пассажирских и один грузовой. Однако они не выдержали соревновавния с электровозами и в начале 70-х проект был свернут. Но в 2007 году по инициативе ОАО «РЖД» был изготовлен опытный образец газотурбовоза с ГТД, работающем на сжиженном природном газе (опять криогенное топливо :-)). Газотурбовоз успешно прошел испытания, планируется его дальнейшая эксплуатация.

И наконец четвертое, самое, наверное, экзотическое… Танки. Грозные боевые машины. На сегодняшний момент достаточно широко известны два типа ныне использующихся боевых танков с газотурбинными двигателями. Это американский М1 Abrams и российский Т-80.

Танк M1A1 Abrams с газотурбинным двигателем AGT-1500.

Во всех вышеописанных случаях применения ГТД (суть турбовальный двигатель), он обычно заменяет дизельный двигатель. Это происходит потому, что (как я уже описывал здесь) при одинаковых размерах турбовальный двигатель значительно превосходит дизельный по мощности, имеет гораздо меньший вес и шумность.

Танк Т-80 с газотурбинным двигателем ГТД-1000Т.

Однако у него есть и крупный недостаток.Он обладает сравнительно низким коэффициентом полезного действия, что обуславливает большой расход топлива. Это естественно снижает запас хода любого транспортного средства (и танка в том числе :-)). Кроме того он чувствителен к грязи и посторонним предметам, всасываемым вместе с воздухом. Они могут повредить лопатки компрессора. Поэтому приходится создавать достаточно объемные системы очистки при использовании такого двигателя.

Эти недостатки достаточно серьезны. Именно поэтому турбовальный двигатель получил гораздо большее распространение в авиации, чем в наземном транспорте. Там этот трудяга-движок, ничего не пуская «на ветер» :-), заставляет подниматься в воздух вертолеты . И они в родной для них стихии из несуразных, на первый взгляд, машин превращаются в изумительные по красоте и возможностям творения рук человеческих… Все-таки авиация – это здорово :-)…

P.S. Вы только посмотрите, что они вытворяют!

Все фотографии и схемы кликабельны.

Сегодня среднестатистический обыватель знаком с устройством и принципом работы мотора внутреннего сгорания, а вот газотурбинный двигатель, приводит пользователя в тупик. Тем не менее принцип действия турбинного агрегата намного проще поршневого мотора. Из-за особенностей эксплуатации, первый нашёл применение в авиации, второй установлен на 90% штатных автомобилей.

По классификации, силовая установка относится к тепловым устройствам, поскольку трансформирует выделившийся напор от горения в работу механики. В противовес агрегату с поршнями, проходящее преобразование течёт в непрерывной газовой струе, а это влияет на конструкцию и эксплуатацию. Попытки установить газотурбинный мотор на машины предпринимаются постоянно, однако массового развития идея не получила.

Газотурбинный двигатель:

Как уже говорилось раньше, предпринимались попытки использовать газотурбинный двигатель для автомобиля, однако дальше испытаний дело не пошло. Единственная отрасль, в которой агрегат нашёл применение – авиация.

Если сравнивать газотурбинный мотор с иными силовыми установками, то у первого изделия значение вырабатываемой мощи по отношению к массе больше. Так же плюс в используемом топливе, доведённый до мелкодисперсного состояния, ассортимент воображает, главный вид – керосин и дизель. Но возможно применение: бензина, газа, спирта, мазута, угольной пыли и т.п.

Агрегат с поршнями и газотурбинная установка, это моторы, работающие на основе тепла, преобразующие энергию, выделившуюся при горении в работу механики. Разница между устройствами заключается в течение процесса. В обоих моторах происходит забор и воздушное сдавливание, после чего подаётся порция горючего, затем субстанция горит, увеличивается и сбрасывается атмосферную среду.

В поршневых установках описанные действия происходят в одной точке – камере сгорания, при этом соблюдается очерёдность действий. Для газотурбинного двигателя характерно протекание действий в нескольких частях механизма одновременно.

Что бы понять, как работает газотурбинный двигатель, разделяют этапы протекания процессов, которые в сумме составляют преобразование топлива в работу:

За счёт прохождения атмосферного воздуха через компрессорное колесо, смесь сжимается в объёме, увеличивая напор, до сорока раз. После происходит перетекание воздуха в горящий объём, куда подаётся и топливо. Перемешиваясь с воздушной массой и сгорая, смесь энергетически преобразуется.

Выделившуюся силу переформатируют в работу механики. Для этого используют специальные лопатки, которые вращаются в газовой струе, выходящей с напором.

Распределяя полученную работу, задействуют её кусок в сдавливании очередной воздушной порции, оставшаяся мощь отводится для привода механизма.

Таким образом, видно, что действие газотурбинного устройства сопровождается оборачиванием и это единственное перемещение в установке. Тогда как для других видов силовых агрегатов действию сопутствует перемещение вытеснителя. Учитывая, что габариты и масса газотурбинного агрегата меньше поршневого собрата, а полезный коэффициент и мощь выше, превосходство первого очевидно. Однако увеличенный аппетит и сложность эксплуатации нивелируют преимущества. С целью экономии горючего, установки применяют устройство обмена теплом.

Схема включения в процесс турбины:

Газотурбинный двигатель принцип работы

Смысл двигателестроения, достижение повышенного значения полезного коэффициента. В нашем случае, требуемые результаты, напрямую связаны с горением смеси и при этом обширном выделении тепла. Это не так просто, как кажется, основополагающее препятствие – материал изделия, которому сложно выдержать температуру и напор. По этой причине, проведено много расчётов, направленных на снятие тепла с турбины и применение в ином русле. Усилия не пропали даром, повторное использование энергии стало возможным и нагревало сжатые воздушные массы перед горением, а не терялось зря. Без таких устройств «теплообменников» достичь значений полезного действия было бы не возможно.

Для достижения повышенных показателей мощи, турбинные лопатки раскручивают до как можно больших показателей. Скорость вращения обусловлена напором выходящих газов. Чем меньше размер установки, тем выше частота оборотов, поскольку только так достигается стабильность работы.

Газотурбинный двигатель Т 80:

Если сравнивать газотурбинный двигатель с мотором, который применяют на автомобиле, устройство первого проще. Агрегат включает камеру, где происходит сгорание; присутствуют свечи, поджигающие заряд; форсунка, участвующая в смесеобразовании. На одном валу помещены турбинные колёса и нагнетатель. Присутствуют: редуктор понижения, устройство обмена теплом, трубки, коллектор впуска, сопло и концентратор.

Вращаясь на компрессорном валу, лопатки втягивают воздушную массу, используя коллектор впуска. Достигнув скорости вращения 0,5 км/с, нагнетатель затягивает воздух в концентратор. В конечной точке скоростной режим падает, однако сдавливание массы повышается. Далее воздушная масса перетекает в устройство температурного обмена для набора температуры и перехода в область горения. В пространство параллельно с воздушной массой постоянно поступает горючее, за это отвечают распылители. Перемешиваясь, масса и горючее образуют рабочую консистенцию, которая после приготовления воспламеняется свечой. Горение поднимает напор объёма, газы, вырываясь сквозь концентратор, сталкиваются с турбинными лопатками, двигая колесо. Импульс, создаваемый окружностью, передаётся посредством редуктора на движущий элемент, а газовый остаток перетекает в устройство обмена теплом, подогревая там сдавленные воздушные массы и выбрасываясь в среду окружения.

Газотурбинный мотор «ДР59Л»:

Минус установки, цена материала, способного выдержать температуру. Кроме того, чтобы исключить поломку, поступающий в агрегат воздух требует повышенной степени очистки. Несмотря на это, доработка и усовершенствование агрегата проводятся постоянно. Расширяется сфера применения, сегодня построена автомобильная, авиационная установка, и даже газотурбинный двигатель для кораблей.

Газотурбинный агрегат способен вырабатывать большой момент, а значит повышенные показатели мощности. Для охлаждения сопутствующих элементов нет каких-либо устройств, поскольку соприкасающихся поверхностей мало. В то же время, подшипников используется не много, а качество деталей свидетельствует о надёжности и безотказности агрегата.

Отрицательный аспект, это дороговизна используемых материалов при изготовлении деталей и, как следствие, немалые вложения в починку механизма. Несмотря на недостатки, конструкция постоянно дорабатывается и совершенствуется.

Газотурбинный двигатель используют в авиации, на автомобилях установку применяют как эксперимент. Это произошло по причине постоянной потребности в охлаждении газов, поступающих на лопатки турбины. Это снижает полезное действие агрегата, увеличивая потребление горючего.

Главные преимущества мотора:

Танковая установка «ГТД-1500»:

Конструктивно газотурбинные силовые установки делят на четыре типа

Двигатель этого типа используют в авиационной промышленности, когда важен показатель скорости передвижения (например, военные самолёты). Работа происходит за счет выхода газов из сопла самолёта на повышенной скорости. Газы толкают транспорт и таким образом двигают изделие вперёд.

Конструктивным отличием с предшественником считается дополнительная турбинная секция. Устройство вращает винт, забирая энергию у газов, прошедших компрессорную турбину. Визуально, механизм представлен рядом лопаток, размещают деталь в передней или задней части. Для отвода выхлопа применяют отводящие патрубки. Аппарат предназначен для установки на летательных аппаратах, используемых на малых высотах и скоростях, может оснащаться биротативным воздушным винтом.

Турбовентиляторный двигатель «Д-27»:

Конструктивно, турбина похожа на предыдущую установку, различие во второй турбинной секции. Элемент отнимает энергию газов частично, как следствие, используются отводные выхлопные патрубки. Особенность агрегата, вентилятор активируется турбиной пониженного напора. По этой причине, второе название двигателя – «двухконтурный». Здесь внутренний контур образован воздушным потоком, идущим через агрегат, внешний контур создаёт направление, чтобы повысить эффект толчка вперёд. Последние выпуски летательных аппаратов применяют турбовентиляторные двигатели, поскольку механизмы надёжны и экономичны на больших высотах.

Конструктивно, установка похожа на предыдущий агрегат. Разница в том, что вал механизма приводит в действие многочисленные возможные элементы. Мотор получил распространение на вертолётах, танках, кораблях. Например, М90ФР, корабельный газотурбинный двигатель, устанавливаемый на фрегатах Российского флота. К таковым относятся: «Адмирал Горшков», «Дерзкий» и др.

Газотурбинный »:

Случается, что газотурбинная силовая установка применяется, как вспомогательное оборудование, например, автономный источник питания на борту. Простые агрегаты сжимают воздушные массы, отбираемые у турбинного компрессора, который запускает главные двигатели. Сложные установки вырабатывают электрическую энергию для нужд бортовой сети.

Впервые самолет с турбореактивным двигателем (ТРД) поднялся в воздух в 1939 году. С тех пор устройство двигателей самолетов совершенствовалось, появились различные виды, но принцип работы у всех них примерно одинаковый. Чтобы понять, почему воздушное судно, имеющий столь большую массу, так легко поднимается в воздух, следует узнать, как работает двигатель самолета. ТРД приводит в движение воздушное судно за счет реактивной тяги. В свою очередь, реактивная тяга является силой отдачи струи газа, которая вылетает из сопла. То есть получается, что турбореактивная установка толкает самолет и всех находящихся в салоне людей с помощью газовой струи. Реактивная струя, вылетая из сопла, отталкивается от воздуха и таким образом, приводит в движение воздушное судно.

Устройство турбовентиляторного двигателя

Устройство двигателя самолета достаточно сложное. Рабочая температура в таких установках достигает 1000 и более градусов. Соответственно, все детали, из которых двигатель состоит, изготавливаются из устойчивых к воздействию высоких температур и возгоранию материалов. Из-за сложности устройства существует целая область науки о ТРД.

ТРД состоит из нескольких основных элементов:

  • вентилятор;
  • компрессор;
  • камера сгорания;
  • турбина;
  • сопло.

Перед турбиной установлен вентилятор. С его помощью воздух затягивается в установку извне. В таких установках используются вентиляторы с большим количеством лопастей определенной формы. Размер и форма лопастей обеспечивают максимально эффективную и быструю подачу воздуха в турбину. Изготавливаются они из титана. Помимо основной функции (затягивания воздуха), вентилятор решает еще одну важную задачу: с его помощью осуществляется прокачка воздуха между элементами ТРД и его оболочкой. За счет такой прокачки обеспечивается охлаждение системы и предотвращается разрушение камеры сгорания.

Возле вентилятора расположен компрессор высокой мощности. С его помощью воздух поступает в камеру сгорания под высоким давлением. В камере происходит смешивание воздуха с топливом. Образующаяся смесь поджигается. После возгорания происходит нагрев смеси и всех расположенных рядом элементов установки. Камера сгорания чаще всего изготавливается из керамики. Это объясняется тем, что температура внутри камеры достигает 2000 градусов и более. А керамика характеризуется устойчивостью к воздействию высоких температур. После возгорания смесь поступает в турбину.

Вид самолетного двигателя снаружи

Турбина представляет собой устройство, состоящее из большого количества лопаток. На лопатки оказывает давление поток смеси, приводя тем самым турбину в движение. Турбина вследствие такого вращения заставляет вращаться вал, на котором установлен вентилятор. Получается замкнутая система, которая для функционирования двигателя требует только подачи воздуха и наличия топлива.

Далее смесь поступает в сопло. Это завершающий этап 1 цикла работы двигателя. Здесь формируется реактивная струя. Таков принцип работы двигателя самолета. Вентилятор нагнетает холодный воздух в сопло, предотвращая его разрушение от чрезмерно горячей смеси. Поток холодного воздуха не дает манжете сопла расплавиться.

В двигателях воздушных судов могут быть установлены различные сопла. Наиболее совершенными считаются подвижные. Подвижное сопло способно расширяться и сжиматься, а также регулировать угол, задавая правильное направление реактивной струе. Самолеты с такими двигателями характеризуются отличной маневренностью.

Двигатели для самолетов бывают различных типов:

  • классические;
  • турбовинтовые;
  • турбовентиляторные;
  • прямоточные.

Классические установки работают по принципу, описанному выше. Такие двигатели устанавливают на воздушных судах различной модификации. Турбовинтовые функционируют несколько иначе. В них газовая турбина не имеет механической связи с трансмиссией. Эти установки приводят самолет в движение с помощью реактивной тяги лишь частично. Основную часть энергии горячей смеси данный вид установки использует для привода воздушного винта через редуктор. В такой установке вместо одной присутствует 2 турбины. Одна из них приводит компрессор, а вторая – винт. В отличие от классических турбореактивных, винтовые установки более экономичны. Но они не позволяют самолетам развивать высокие скорости. Их устанавливают на малоскоростных воздушных судах. ТРД позволяют развивать гораздо большую скорость во время полета.

Турбовентиляторные двигатели представляют собой комбинированные установки, сочетающие элементы турбореактивных и турбовинтовых двигателей. Они отличаются от классических большим размером лопастей вентилятора. И вентилятор, и винт функционируют на дозвуковых скоростях. Скорость перемещения воздуха понижается за счет наличия специального обтекателя, в который помещен вентилятор. Такие двигатели более экономично расходуют топливо, чем классические. Кроме того, они характеризуются более высоким КПД. Чаще всего их устанавливают на лайнерах и самолетах большой вместительности.

Размер двигателя самолета относительно человеческого роста

Прямоточные воздушно-реактивные установки не предполагают использование подвижных элементов. Воздух втягивается естественным путем благодаря обтекателю, установленному на входном отверстии. После поступления воздуха двигатель работает аналогично классическому.

Некоторые самолеты летают на турбовинтовых двигателях, устройство которых гораздо проще, чем устройство ТРД. Поэтому у многих возникает вопрос: зачем использовать более сложные установки, если можно ограничиться винтовой? Ответ прост: ТРД превосходят винтовые двигатели по мощности. Они мощнее в десятки раз. Соответственно, ТРД выдает гораздо большую тягу. Благодаря этому обеспечивается возможность поднимать в воздух большие самолеты и осуществлять перелеты на высокой скорости.

samoleting.ru

Принцип Действия Турбины Самолета. Проектирование изделий. informatik-m.ru

История создания и принцип работы турбореактивного двигателя

Реактивные авиадвигатели во второй половине XX века открыли новые возможности в авиации: полеты на скоростях, превышающих скорость звука, создание самолетов с высокой грузоподъемностью, сделали возможным массовые путешествия на большие расстояния. Турбореактивный двигатель по праву считается одним из самых важных механизмов ушедшего века, несмотря на простой принцип работы, пишет Ростех .

Первый самолет братьев Райт, самостоятельно оторвавшийся от Земли в 1903 году, был оснащен поршневым двигателем внутреннего сгорания. И на протяжении сорока лет этот тип двигателя оставался основным в самолетостроении. Но во время Второй мировой войны стало ясно, что традиционная поршнево-винтовая авиация подошла к своему технологическому пределу – как по мощности, так и по скорости. Одной из альтернатив был воздушно-реактивный двигатель.

Идею применения реактивной тяги для преодоления земного притяжения впервые довел до практической осуществимости Константин Циолковский. Еще в 1903 году, когда братья Райт запускали свой первый самолет «Флайер-1», российский ученый опубликовал свой труд «Исследование мировых пространств реактивными приборами», в котором он разработал основы теории реактивного движения. Опубликованная в «Научном обозрении» статья утвердила за ним репутацию мечтателя и не была воспринята всерьез. Циолковскому потребовались годы трудов и смена политического строя, чтоб доказать свою правоту.

Реактивный самолет Су-11 с двигателями ТР-1, разработки КБ Люльки

Тем не менее, родиной серийного турбореактивного двигателя суждено было стать совсем другой стране – Германии. Создание турбореактивного двигателя в конце 1930-х было своеобразным хобби немецких компаний. В этой области отметились практически все известные ныне бренды: Heinkel, BMW, Daimler-Benz и даже Porsche. Основные лавры достались компании Junkers и ее первому в мире серийному турбореактивному двигателю 109-004, устанавливаемому на первый же в мире турбореактивный самолет Me 262.

Несмотря на невероятно удачный старт в реактивной авиации первого поколения, немецкие решения дальнейшего развития нигде в мире не получили, в том числе и в Советском Союзе.

В СССР разработкой турбореактивных двигателей наиболее удачно занимался легендарный авиаконструктор Архип Люлька. Еще в апреле 1940 года он запатентовал собственную схему двухконтурного турбореактивного двигателя, позже получившую мировое признание. Архип Люлька не нашел поддержки у руководства страны. С началом войны ему вообще предложили переключиться на танковые двигатели. И только когда у немцев появились самолеты с турбореактивными двигателями, Люльке было приказано в срочном порядке возобновить работы по отечественному турбореактивному двигателю ТР-1.

Уже в феврале 1947 года двигатель прошел первые испытания, а 28 мая свой первый полет совершил реактивный самолет Су-11 с первыми отечественными двигателями ТР-1, разработки КБ А.М. Люльки, ныне филиала Уфимского моторостроительного ПО, входящего в Объединенную двигателестроительную корпорацию (ОДК).

Турбореактивный двигатель (ТРД) работает на принципе обычной тепловой машины. Не углубляясь в законы термодинамики, тепловой двигатель можно определить как машину для преобразования энергии в механическую работу. Этой энергией обладает так называемое рабочее тело – используемый внутри машины газ или пар. При сжатии в машине рабочее тело получает энергию, а при последующем его расширении мы имеем полезную механическую работу.

При этом понятно, что работа, затрачиваемая на сжатие газа должна быть всегда меньше работы, которую газ может совершить при расширении. Иначе никакой полезной «продукции» не будет. Поэтому газ перед расширением или во время него нужно еще и нагревать, а перед сжатием – охладить. В итоге за счет предварительного нагрева энергия расширения значительно повысится и появится ее излишек, который можно использовать для получения необходимой нам механической работы. Вот собственно и весь принцип работы турбореактивного двигателя.

Таким образом, любой тепловой двигатель должен иметь устройство для сжатия, нагреватель, устройство для расширения и охлаждения. Все это есть у ТРД, соответственно: компрессор, камера сгорания, турбина, а в роли холодильника выступает атмосфера.

Рабочее тело – воздух, попадает в компрессор и сжимается там. В компрессоре на одной вращающейся оси укреплены металлические диски, по венцам которых размещены так называемые «рабочие лопатки». Они «захватывают» наружный воздух, отбрасывая его внутрь двигателя.

Далее воздух поступает в камеру сгорания, где нагревается и смешивается с продуктами сгорания (керосина). Камера сгорания опоясывает ротор двигателя после компрессора сплошным кольцом, либо в виде отдельных труб, которые называются жаровыми трубами. В жаровые трубы через специальные форсунки и подается авиационный керосин.

Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину. Она похожа на компрессор, но работает, так сказать, в противоположном направлении. Ее раскручивает горячий газ по тому же принципу, как воздух детскую игрушку-пропеллер. Ступеней у турбины немного, обычно от одной до трех-четырех. Это самый нагруженный узел в двигателе. Турбореактивный двигатель имеет очень большую частоту вращения – до 30 тысяч оборотов в минуту. Факел из камеры сгорания достигает температуры от 1100 до 1500 градусов Цельсия. Воздух здесь расширяется, приводя турбину в движение и отдавая ей часть своей энергии.

После турбины – реактивное сопло, где рабочее тело ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создает реактивную тягу.

Поколения турбореактивных двигателей

Несмотря на то, что точной классификации поколений турбореактивных двигателей в принципе не существует, можно в общих чертах описать основные типы на различных этапах развития двигателестроения.

К двигателям первого поколения относят немецкие и английские двигатели времен Второй мировой войны, а также советский ВК-1, который устанавливался на знаменитый истребитель МИГ-15, а также на самолеты ИЛ-28 и ТУ-14.

ТРД второго поколения отличаются уже возможным наличием осевого компрессора, форсажной камеры и регулируемого воздухозаборника. Среди советских примеров двигатель Р-11Ф2С-300 для самолета МиГ-21.

Двигатели третьего поколения характеризуются увеличенной степенью сжатия, что достигалось увеличением ступеней компрессора и турбин, и появлением двухконтурности. Технически это самые сложные двигатели.

Появление новых материалов, которые позволяют значимо поднять рабочие температуры, привело к созданию двигателей четвертого поколения. Среди таких двигателей – отечественный АЛ-31 разработки ОДК для истребителя Су-27.

Сегодня на уфимском предприятии ОДК начинается выпуск авиационных двигателей пятого поколения. Новые агрегаты установят на истребитель Т-50 (ПАК ФА), который приходит на смену Су-27. Новая силовая установка на Т-50 с увеличенной мощностью сделает самолет еще более маневренным, а главное – откроет новую эпоху в отечественном авиастроении.

Реак­тив­ный дви­га­тель был изоб­ре­тен Ган­сом фон Охай­ном (Dr. Hans von Ohain). выда­ю­щимся немец­ким инженером-конструкторм и Фрэн­ком Уитт­лом (Sir Frank Whittle). Пер­вый патент на рабо­та­ю­щий газо­тур­бин­ный дви­га­тель, был полу­чен в 1930 году Фрэнк Уитт­лом. Однако первую рабо­чую модель собрал именно Охайн.

2 авгу­ста 1939 года в небо под­нялся пер­вый реак­тив­ный само­лет — He 178 (Хейн­кель 178), сна­ря­жен­ный дви­га­те­лем HeS 3, раз­ра­бо­тан­ный Охайном.

Устрой­ство реак­тив­ного дви­га­теля доста­точно про­сто и одно­вре­менно крайне сложно. Про­сто по прин­ципу дей­ствия: заборт­ный воз­дух (в ракет­ных дви­га­те­лях — жид­кий кис­ло­род) заса­сы­ва­ется в тур­бину, там сме­ши­ва­ется с топ­ли­вом и сго­рая, в конце тур­бины обра­зует т.н. “рабо­чее тело” (реак­тив­ная струя), кото­рое и дви­гает машину.

Так все про­сто, но на деле — это целая область науки, ибо в таких дви­га­те­лях рабо­чая тем­пе­ра­тура дости­гает тысяч гра­ду­сов по Цель­сию. Одна из самых глав­ных про­блем тур­бо­ре­ак­тив­ного дви­га­те­ле­стро­е­ния — созда­ние не пла­вя­щихся дета­лей, из пла­вя­щихся метал­лов. Но для того, что бы понять про­блемы кон­струк­то­ров и изоб­ре­та­те­лей нужно сна­чала более детально изу­чить прин­ци­пи­аль­ное устрой­ство двигателя.

основ­ные детали реак­тив­ного двигателя

В начале тур­бины все­гда стоит вен­ти­ля­тор. кото­рый заса­сы­вает воз­дух из внеш­ней среды в тур­бины. Вен­ти­ля­тор обла­дает боль­шой пло­ща­дью и огром­ным коли­че­ством  лопа­стей спе­ци­аль­ной формы, сде­лан­ных из титана. Основ­ных задач две — пер­вич­ный забор воз­духа и охла­жде­ние всего дви­га­теля в целом, путем про­ка­чи­ва­ние воз­духа между внеш­ней обо­лоч­кой дви­га­теля и внут­рен­ними дета­лями. Это охла­ждает камеры сме­ши­ва­ния и сго­ра­ния и не дает им разрушится.

Сразу за вен­ти­ля­то­ром стоит мощ­ный ком­прес­сор. кото­рый нагне­тает воз­дух под боль­шим дав­ле­нием в камеру сгорания.

Камера сго­ра­ния выпол­няет еще и роль кар­бю­ра­тора, сме­ши­вая топ­ливо с воз­ду­хом. После обра­зо­ва­ния топ­ливо воз­душ­ной смеси она под­жи­га­ется. В про­цессе воз­го­ра­ния про­ис­хо­дит зна­чи­тель­ный разо­грев смеси и окру­жа­ю­щих дета­лей, а также объ­ем­ное рас­ши­ре­ние. Фак­ти­че­ски реак­тив­ный дви­га­тель исполь­зует для дви­же­ния управ­ля­е­мый взрыв.

Камера сго­ра­ния реак­тив­ного дви­га­теля одна из самых горя­чих его частей  — её необ­хо­димо посто­янно интен­сив­ное охла­жде­ние. Но и этого недо­ста­точно. Тем­пе­ра­тура  в ней дости­гает 2700 гра­ду­сов, поэтому её часто делают из керамики.

После камеры сго­ра­ния горя­щая топливо-воздушная смесь направ­ля­ется непо­сред­ственно в турбину.

Тур­бина состоит из сотен лопа­ток, на кото­рые давит реак­тив­ный поток, при­водя тур­бину во вра­ще­ние. Тур­бина в свою оче­редь вра­щает вал, на кото­ром “сидят” вен­тил­ля­тор и ком­прес­сор. Таким обра­зом система замы­ка­ется и тре­бует лишь под­вода топ­лива и воз­духа для сво­его функционироваия.

После тур­бины поток направ­ля­ется в сопло. Сопло реак­тив­ного дви­га­теля — послед­няя, но далеко не по зна­че­нию часть реак­тив­ного дви­га­теля. Оно фор­ми­рует непо­сред­ственно реак­тив­ную струю. В сопло направ­ля­ется холод­ный воз­дух, нагне­та­е­мый вен­тил­ля­то­ром для охла­жде­ния внут­рен­них дета­лей дви­га­теля. Этот поток огра­ни­чи­вает ман­жету сопла от сверх­го­ря­чего реак­тив­ного потока и ее дает ей расплавится.

Сопла у реак­тив­ных дви­га­те­лей бывают самые раз­ные. Самым пере­до­вым счи­тает подвиж­ное сопло, сто­я­щее на дви­га­те­лях с откло­ня­е­мым век­то­ром тяги. Оно может сжи­маться и рас­ши­рятся, а также откло­нятся на зна­чи­тель­ные углы, регу­ли­руя и направ­ляя непо­сред­ственно реак­тив­ный поток. Это делает само­леты с дви­га­те­лями с откло­ня­е­мым век­то­ром тяги очень манев­рен­ными, т.к. манев­ри­ро­ва­ние про­ис­хо­дит не только бла­го­даря меха­низ­мам крыла, но и непо­сред­ственно двигателем.

Клас­си­че­ский реак­тив­ный дви­га­тель само­лета F-15

Клас­си­че­ский реак­тив­ный дви­га­тель — прин­ци­пи­аль­ное устрой­ство кото­рого мы опи­сы­али выше. Исполь­зу­ется в основ­ном на истре­би­те­лях в раз­лич­ных модификациях.

Тур­бо­вин­то­вой дви­га­тель. В этом типе дви­га­теля мощ­ность тур­бины через пони­жа­ю­щий редук­тор направ­ля­ется на вра­ще­ние клас­си­че­ского винта. Такие дви­га­тели поз­во­лят боль­шим само­ле­там летать на при­ем­ле­мых ско­ро­стях и тра­тить меньше горю­чего. Нор­маль­ной крей­сер­ской ско­ро­стью тур­бо­вин­то­вого само­лета счи­та­ется  600—800 км/ч.

Пря­мо­точ­ный воздушно-реактивный дви­га­тель (Ramjet)

Пря­мо­точ­ный воздушно-реактивный двигатель

Рабо­тает без подвиж­ных дета­лей. Воз­дух нагне­та­ется в камеру сго­ра­ния есте­ствен­ным спо­со­бом, за счет тор­мо­же­ния потока об обте­ка­тель вход­ного отверстия.

Далее все про­ис­хо­дит так же как в обыч­ном реак­тив­ном дви­га­теле — воз­дух сме­ши­ва­ется с горю­чим и выхо­дит в виде реак­тив­ной струи из сопла.

Исполь­зо­вался на поез­дах, само­ле­тах, БЛА, и в бое­вых раке­тах, а также на вело­си­пе­дах и скутерах.

И напо­сле­док — видео работы реак­тив­ного дви­га­теля:

Кар­тинки взяты из раз­лич­ных источ­ни­ков. Руси­фи­ка­ция кар­ти­нок — Лабо­ра­тори 37.

Источники: http://military-industry.ru/missilery/1425, http://lab-37.com/science_world/turbojet/

Комментариев пока нет!

informatik-m.ru

Принцип работы турбореактивного двигателя самолёта

Совершая полет в самолете в большинстве случаев люди никогда не задумываются о том, как работает его двигатель. Но на самом деле о работе двигателя и реактивной тяги с помощью, которой работает сам двигатель, знали ее в Античное время. Но применить эти знания на практике смогли не так давно, так как раньше не технологии не позволяли никому достичь его исправной работы. Гонка вооружения между Англией и Германией стала толчком к созданию ТРД (турбореактивного двигателя).

В работе ТРД самолета нет никаких сложностей, принцип его работы может понять почти каждый человек. Но данный двигатель имеет несколько нюансов, их соблюдение контролируется под строгим присмотром руководства. Для того чтобы авиалайнер смог держаться в небе, необходима идеальная работа двигателя. Так как от работы двигателя напрямую зависят жизни пассажиров находящихся на борту авиатранспорта.

За работу двигателя отвечает реактивная тяга. Для создания реактивной тяги необходима определенная жидкость, которая подается из задней части двигателя и по ходу ее продвижения увеличивается ее скорость движения вперед. Работу тяги отлично объясняет один из законов Ньютона, звучит он так «Любое действия вызывает равное противодействие».

Вместо жидкости в ТРД используется горючая смесь (газы и воздух со сгоревшими частичками топлива). Благодаря этой смеси самолет толкает вперед и позволяет ему лететь дальше.

Разработки таких двигателей начались в тридцатых годах. Первыми кто начал разрабатывать двигатели такого типа стали немцы и англичане. Но в гонке вооружений одержали победу ученные из Германии, так как они выпустили самый первый в мире самолет с ТРД под названием «Ласточка», данный самолет впервые взлетел в небеса над Люфтваффом. Спустя некоторое время появился и Английский самолет «Глостерский метеор»

Также сверхзвуковые двигатели принято считать турбореактивными, но они отличаются более совершенными модификациями, в отличие от ТРД.

Устройство двигателя имеет четыре главные детали, а именно:

  • Компрессор.
  • Камера горения.
  • Турбина.
  • Выхлоп.

В компрессоре находиться несколько турбин, с помощью которых происходит засасывание и сжатие воздуха. Во время сжатия воздуха, его давление и температура начинает нагнетаться и расти.

После того как воздух проходит турбину и его сжимает до необходимых размеров. Часть сжатого воздуха поступает в камеру горения, где воздух начинает смешиваться с топливом, после чего его поджигают. Благодаря этому увеличивается тепловая энергия воздуха. После смесь выходит из камеры с большой скорости и расширяется.

После выхода эта смесь снова попадает в турбину, с помощью высокой энергии газа лопасти в турбине начинают свое вращение. Турбина тесно связанна с компрессором, который находиться в начале двигателя. Благодаря этому турбина начинает свою работу. Остатки воздуха выходят в выхлоп. В момент выхода смеси температура достигает рекордных размеров. Но она продолжает повышать свою температуру с помощью эффекта Дросселирования. После того как температура воздуха доходит до своего пика, она начинает идти на спад и выходит из турбины.

В отличие от реактивного двигателя, который пользуется спросом почти у всех самолетов, турбореактивный двигатель больше подходит для пассажирских авиалайнеров. Так как для работы реактивного двигателя необходимо не только топливо, но и окислитель.

Благодаря своему строению окислитель поступает вместе с топливом из бака. А в случаи с ТРД окислитесь, поступает напрямую из атмосферы. А в остальном их работа совершенно идентична и не отличается друг от друга.

У турбореактивного двигателя главной деталью является лопасть турбины, так как от ее исправной работы напрямую зависит мощность двигателя. Благодаря этим лопастям и образуется тяга, которая необходима для поддержания скорости самолета. Если сравнить одну лопасть с автомобильным двигателем, то она сможет обеспечить мощностью целых десять машин.

Лопасти устанавливаются за камерой сгорания, так как там нагнетается самое высокое давления, также температура воздуха в данной части двигателя может доходить до 1400 градусов Цельсия.

В целях улучшения прочности и устойчивости лопасти перед различными факторами их монокристаллизируют, благодаря этому они могут держать высокую температуру и давление. Прежде чем установить такой двигатель на самолет его тестируют на полном тяговом усилителе. Также двигатель должен получить сертификат от Европейского совета по безопасности.

В период холодной войны в мире были попытки создания атомного двигателя, за основу был взят турбореактивный двигатель. Главной задумкой ученых было создание двигателя, основанного не на химической реакции радиоактивных веществ, а на вырабатываемом тепле от ядерного реактора. Он должен был находиться на месте камеры сгорания.

В теории воздух должен был проходить через работающую зону реактора, благодаря этому реактор должен был остужаться, а температура воздуха наоборот возрастать. После чело воздух должен был расширяться и выходить через сопла (выхлоп) на этот момент скорость воздуха должна была превышать скорость полета самолета.

В Советском союзе были попытки проведения испытаний подобного двигателя, также ученные в соединенных штатах Америки, вели разработку данного двигателя, и их работа почти подходила к тестам двигателя на настоящем самолете.

Но по ряду причин разработки этого двигателя было решено закрыть. Так как у двигателя было множество недостатков, а именно:

  • Пилоты были подвержены постоянному радиоактивному облучению на протяжении всего полета.
  • Вместе с воздухом через сопла выходили и частички радиоактивного элемента в атмосферу.
  • В том случае если самолет терпел крушение, был очень большой шанс взрыва радиоактивного реактора, что влекло за собой радиоактивное отравление на довольно большой площади.

vpolete.online

Путешествуя на самолетах, вы задумывались когда-нибудь о том, как работает двигатель реактивного самолета? О реактивной тяге, которая приводит его в действие, знали еще в Античные времена. Применить же ее на практике смогли только в начале прошлого века, в результате гонки вооружений между Англией и Германией.

Принцип работы двигателя реактивного самолета довольно прост, но имеет некоторые нюансы, которые строго соблюдаются при их производстве. Чтобы самолет смог надежно держаться в воздухе, они должны работать идеально. Ведь от этого зависят жизни и безопасность всех, кто находится на борту самолета.

Его приводит в действие реактивная тяга. Для этого нужна какая-то жидкость, выталкиваемая из задней части системы и придающая ей движение вперед. Здесь работает третий закон Ньютона, который гласит: “Любое действие вызывает равное противодействие”.

У реактивного двигателя вместо жидкости применяется воздух. Он создает силу, обеспечивающую движение.

В нем используются горячие газы и смесь воздуха со сгораемым топливом. Эта смесь выходит из него с высокой скоростью и толкает самолет вперед, давая ему лететь.

Если говорить об устройстве двигателя реактивного самолета, то оно представляет из себя соединение четырех самых важных деталей:

  • компрессора;
  • камеры горения;
  • турбины;
  • выхлопа.

Компрессор состоит из нескольких турбин, которые засасывают воздух и сжимают его по мере прохождения через расположенные под углом лопасти. При сжатии температура и давление воздуха повышаются. Часть сжатого воздуха попадает в камеру горения, где смешивается с топливом и поджигается. Это увеличивает тепловую энергию воздуха.

Реактивный двигатель.

Горячая смесь на высокой скорости выходит из камеры и расширяется. Там она проходит через еще одну турбину с лопастями, которые вращаются, благодаря энергии газа.

Турбина соединена с компрессором в передней части двигателя, и таким образом приводит его в движение. Горячий воздух выходит через выхлоп. К этому моменту температура смеси очень высока. И еще увеличивается, благодаря эффекту Дросселирования. После этого воздух выходит из него.

Разработка самолетов с реактивным двигателем началась в 30х годах прошлого века. Англичане и немцы начали разрабатывать подобные модели. В этой гонке победили немецкие ученые. Поэтому первым самолетом с реактивным двигателем стала “Ласточка” в Люфтваффе. “Глостерский метеор” поднялся в воздух немного позднее. О первых самолетах с такими двигателями подробно рассказано в этой статье.

Двигатель сверхзвукового самолета — тоже реактивный, но уже в совершенно другой модификации.

Реактивные двигатели применяются повсеместно, а турбореактивные устанавливаются больших пассажирских лайнерах. Отличие их в том, что первый несет с собой запас топлива и окислителя, а конструкция обеспечивает их подачу из баков.

Турбореактивный двигатель самолета несет с собой лишь топливо, а окислитель — воздух — нагнетается турбиной из атмосферы. В остальном принцип его работы совпадает с тем же, что и у реактивного.

Одна из самых важных деталей у них — это лопасть турбины. От нее зависит мощность двигателя.

Схема турбореактивного двигателя.

Именно они вырабатывают тяговые усилия, необходимые для ускорения самолета. Каждый из лопастей производит в 10 раз больше энергии, чем самый обычный, автомобильный двигатель. Они устанавливаются позади камеры сгорания, в той части двигателя, где самое высокое давление, а температура доходит до 1400 градусов по Цельсию.

В процессе производства лопастей они проходят через процесс монокристаллизации, что придает им твердости и прочности.

Перед тем, как установить на самолет, каждый двигатель проверяется на полное тяговое усилие. Он должен пройти сертификацию Европейского совета по безопасности и компанией, которая его произвела. Одной из самых крупных фирм по их производству является Роллс-Ройс.

Во время Холодной войны были предприняты попытки создания реактивного двигателя не на химической реакции, а на тепле, который бы вырабатывал ядерный реактор. Его ставили вместо камеры сгорания.

Воздух проходит через активную зону реактора, понижая его температуру и повышая свою. Он расширяется и истекает из сопла со скоростью, большей чем скорость полета.

Комбинированный турбреактивно-атомный двигатель.

В СССР проводились его испытания на базе ТУ-95. В США тоже не отставали от ученых в Советском Союзе.

В 60х годах исследования в обеих сторонах постепенно прекратились. Основными тремя проблемами, которые помешали разработке, стали:

  • безопасность летчиков во время полета;
  • выброс радиоактивных частиц в атмосферу;
  • в случае падения самолета, радиоактивный реактор может взорваться, нанеся непоправимый вред всему живому.

Как производят реактивные двигатели для моделей самолетов?

Их производство для моделей самолетов занимает около 6 часов. Сначала вытачивается базовая пластина из алюминия, к которой крепятся все остальные детали. По размеру она совпадает с хоккейной шайбой.

К ней прикрепляют цилиндр, поэтому получается что-то вроде консервной банки. Это будущий двигатель внутреннего сгорания. Далее устанавливается система подачи топлива. Чтобы его закрепить, в основную пластину вкручиваются шурупы, предварительно опущенные в специальный герметик.

Двигатель для модели самолета.

Каналы стартера крепятся с другой стороны камеры, чтобы перенаправлять выбросы газа в турбинное колесо. В отверстие сбоку от камеры сгорания устанавливается спираль накаливания. Она поджигает топливо внутри двигателя.

Потом ставят турбину и центральную ось цилиндра. На нее ставят колесо компрессора, которое нагнетает воздух в камеру сгорания. Его проверяют с помощью компьютера, прежде чем закрепить пусковую установку.

Готовый двигатель еще раз проверяют на мощность. Его звук немногим отличается от звука двигателя самолета. Он, конечно, меньшей силы, но полностью напоминает его, придавая больше схожести модели.

Похожие публикации

nasamoletah.ru

Турбореактивный двигатель. Элементы конструкции. | АВИАЦИЯ, ПОНЯТНАЯ ВСЕМ.

Турбореактивный двигатель.

В этой  статье вернемся к моим любимым двигателям. Я уже ранее говорил о том, что турбореактивный двигатель в современной авиации – основной. И упоминать его в той или иной теме мы еще будем часто.  Поэтому пришла пора окончательно определиться с его конструкцией. Конечно же не углубляясь во всевозможные дебри и тонкости :-). Итак авиационный турбореактивный двигатель. Каковы основные части его конструкции, и как они взаимодействуют между собой.

1.Компрессор   2.Камера сгорания  3.Турбина  4. Выходное устройство или реактивное сопло.

Компрессор сжимает воздух до необходимых величин, после чего воздух поступает в камеру сгорания, где подогревается до необходимой температуры за счет сгорания топлива и далее уже получившийся газ поступает на турбину, где отдает часть энергии вращая ее (а она, в свою очередь компрессор), а другая часть при дальнейшем разгоне газа в реактивном сопле превращается в импульс тяги, которая и толкает самолет вперед. Этот процесс достаточно хорошо виден в ролике в статье о двигателе, как тепловой машине.

Турбореактивный двигатель с осевым компрессором.

Компрессоры бывают трех видов. Центробежные, осевые и смешанные. Центробежные обычно представляют собой колесо, на  поверхности которого выполнены  каналы, закручивающиеся от центра к периферии, так называемая крыльчатка.При ее вращении воздух отбрасывется по каналам центробежной силой от центра к периферии, сжимаясь сильно разгоняется и далее попадая в расширяющиеся каналы (диффузор) тормозится и вся его энергия разгона тоже превращается в давление. Это немного похоже на старый аттракцион, который раньше в парках был, когда люди становятся по краю большого горизонтального  круга, опираясь спиной на специальные вертикальные спинки, этот круг вращается, наклоняясь в разные стороны и люди не падают, потому что их держит (прижимает) центробежная сила. В компрессоре принцип тот же.

Этот компрессор достаточно прост и надежен, но для создания достаточной степени сжатия нужен большой диаметр крыльчатки, что не могут себе позволить самолеты, особенно небольших размеров. Турбореактивный двигатель просто не влезет в фюзеляж. Поэтому применяется он мало. Но в свое время  он был применен  на двигателе ВК-1 (РД-45), который устанавливался на знаменитый истребитель МИГ-15, а также на самолеты ИЛ-28 и ТУ-14.

Крылчатка центробежного компрессора на одном валу с турбиной.

Крыльчатки центробежного компрессора.

Двигатель ВК-1. В разрезе хорошо видна крыльчатка центробежного компрессора и далее две жаровые трубы камеры сгорания.

В основном сейчас используется осевой компрессор. В нем на одной вращающейся оси (ротор) укреплены металлические диски (их называют рабочее колесо), по венцам которых размещены так называемые «рабочие лопатки». А между венцами вращающихся рабочих лопаток размещены венцы неподвижных лопаток ( они бычно крепятся на наружном корпусе), это так называемый направляющий аппарат (статор). Все эти лопатки имеют определенный  профиль и несколько закручены, работа их в определенном смысле похожа на работу все того же крыла или лопасти вертолета, но только в обратном направлении. Теперь уже не воздух действует на лопатку, а лопатка на него. То есть компрессор совершает механическую работу (над воздухом :-)). Или еще более нагляднее :-).  Все знают вентиляторы, которые так приятно обдувают в жару. Вот вам пожалуйста, вентилятор и есть рабочее колесо осевого компрессора, только лопастей конечно не три, как в вентиляторе, а побольше.

Примерно так работает осевой компрессор.

Конечно очень упрощенно, но принципиально именно так. Рабочие лопатки «захватывают» наружный воздух, отбрасывают его внутрь двигателя, там лопатки направляющего аппарата определенным образом  направляют его на следующий ряд рабочих лопаток и так далее. Ряд рабочих лопаток вместе с рядом следующих за ними лопаток направляющего аппарата образуют ступень. На каждой ступени происходит сжатие на определенную величину. Осевые компрессоры бывают с разным количеством ступеней. Их может быть пять, а может быть и 14. Соответственно и степень сжатия может быть разная, от 3 до 30 единиц и даже больше.  Все зависит от типа и назначения двигателя (и самолета соответственно).

Осевой компрессор достаточно эффективен. Но и очень  сложен как теоретически, так и конструктивно.  И еще у него есть существенный недостаток:  его сравнительно          легко повредить. Все посторонние предметы с бетонки  и птиц вокруг аэродрома он       как говорится принимает на себя и не всегда это обходится без последствий.

Камера сгорания. Она опоясывает ротор двигателя после компрессора сплошным кольцом, либо в виде отдельных труб (они называются жаровые трубы). Для организации процесса горения в комплексе с воздушным охлаждением она вся «дырчатая». Отверстий много, они разного диаметра и формы. В жаровые трубы подается через специальные форсунки топливо (авиационный керосин), где и сгорает, попадая в область высоких температур.

Турбореактивный двигатель (разрез). Хорошо видны 8-ми ступенчатый осевой компрессор, кольцевая камера сгорания, 2-ухступенчатая турбина и выходное устройство.

Далее горячий газ попадает на турбину. Она похожа на компрессор, но работает, так сказать, в противоположном направлении. ЕЕ раскручивает горячий газ по тому же принципу, как воздух детскую игрушку- пропеллер. Неподвижные лопатки в ней находятся не за вращающимися рабочими, а перед ними и называются сопловым аппаратом. Ступеней у турбины немного, обычно от одной до трех-четырех. Больше и не надо, ведь для привода компрессора хватит, а остальная энергия газа потратится в сопле на разгон и получение тяги. Условия работы турбины мягко говоря «ужасные». Это самый нагруженный узел в двигателе. Турбореактивный двигатель имеет очень большую частоту вращения (до 30000 об/мин). Представляете какая центробежная сила действует на лопатки и диски! Да плюс факел из камеры сгорания с температурой от 1100 до 1500 градусов Цельсия. Вобщем ад :-). Иначе не скажешь. Я был свидетелем, когда при взлете самолета Су-24МР оборвалась рабочая лопатка турбины одного из двигателей. История поучительная, обязательно о ней расскажу в дальнейшем. В современных турбинах применяются достаточно сложные системы охлаждения, а сами они (особенно рабочие лопатки) изготавливаются из особых жаропрочных и жаростойких сталей. Эти стали достаточно дороги, да и весь турбореактивный двигатель в плане материалов очень недешев. В 90-е годы, в эпоху всеобщего разрушения на этом нажились многие нечистые на руку люди, в том числе и военные. Об этом тоже как-нибудь позже…

После турбины – реактивное сопло. В нем, собственно, и возникает тяга турбореактивного двигателя. Сопла бывают просто сужающиеся, а бывают сужающе-расширяющиеся. Кроме того бывают неуправляемые (такое сопло на рисунке), а бывают управляемые, когда их диаметр меняется в зависимости от режима работы. Более того сейчас уже есть сопла, которые меняют направление вектора тяги, то есть попросту поворачиваются в разные стороны.

Турбореактивный двигатель – очень сложная система. Летчик управляет им из кабины всего лишь одним рычагом – ручкой управления двигателем (РУД). Но на самом деле этим он лишь задает нужный ему режим. А все остальное берет на себя автоматика двигателя. Это тоже большой и сложный комплекс и еще скажу очень хитроумный. Когда еще будучи курсантом изучал автоматику, всегда удивлялся, как конструкторы и инженеры все это понапридумывали:-), а рабочие-мастера изготовили.  Сложно… Но зато интересно ???? …

Вот и все пока. Вкратце опять  не получилось :-). Но я все же надеюсь, что вам было интересно. До следующей встречи.

P.S. А вот вам напоследок атракцион, о котором я выше писал. Я на нем в детстве-то не катался, а сейчас их просто нет у нас. Так что знаю только в теории :-).

Вот такой он был, может и сейчас где-то работает…

  1. Турбореактивный двигатель, как тепловая машина. Принцип работы. Просто.
  2. Элементы конструкции самолета.

avia-simply.ru

Турбореактивные двигатели (ТРД) — наиболее распространенный тип ГТД, широко применяемый для самолетов гражданской авиации.

Рассмотрим работу ТРД на схеме, приведенной на рис. 7. Во входное устройство 1 попадает атмосферный воздух, сжимается от действия скоростного напора и затем проходят к компрессору 2. Здесь воздух еще более сжимается. При этом повышаются его давление и плотность. Степень повышения давления в современных ТРД может достигать 15— 20 и более. Естественно, что при повышении давления возрастает температура воздуха в компрессоре до 600 — 700 К. Часть горячего воздуха из компрессора может быть взята на обогрев гермокабин, в антиобледенительную систему и т. п.

Рис.3. Схемы турбореактивного двигателя

Компрессор является одним из основных узлов ГТД и служит для повышения давления воздуха перед поступлением его в камеру сгорания. Для устойчивой и равномерной работы двигателя компрессор должен обеспечить стабильное состояние сжимаемого воздуха у входа в камеру сгорания. Заметим, что при движении вдоль канала компрессора воздух все более сжимается и соответственно растет плотность. Вот почему для сохранения осевой скорости движения потока поперечное сечение канала компрессора сужают. Это еще одна иллюстрация действия закона неразрывности движения. На рис. 7, а показана схема ТРД с осевым компрессором, в котором сжатие происходит в направлении оси двигателя. Эта схема наиболее широко применяется. На рис. 7, б дана схема ТРД с центробежным компрессором, где сжатие воздуха происходит за счет действия центробежных сил от вращающейся крыльчатки 2. Эта схема редко применяется, так как имеет большие габаритные размеры.

Из компрессора сжатый воздух поступает в камеру сгорания 3, куда через форсунку впрыскивают топливо. При этом образуется горючая смесь. В момент запуска смесь поджигают с помощью пусковой свечи, а затем горение поддерживается непрерывно в процессе всей работы двигателя.

Газообразные продукты сгорания с большой скоростью направляются в выходное устройство 5. На их пути помещается газовая турбина 4. Она служит для привода компрессора и других агрегатов двигателя. Вытекая с большой скоростью из выходного устройства (реактивного сопла), газообразная масса продуктов сгорания тем самым создает большое количество движения, обеспечивающее возникновение реактивной тяги Р.

Турбореактивные двух контурные двигатели (ТРДД) — широко применяемый тип ГГД. Основные преимущества ТРДД — лучшая экономичность, более низкий уровень шума (по сравнению с ТРД). Это и определило широкое распространение ТРДД в гражданской авиации.

Рассмотрим принцип работы ТРДД (рис. 8). Во входное устройство 1 поступает воздух. В отличие от ТРД в ТРДД имеются два компрессора. Первоначально воздух поступает к компрессору 2 низкого давления (КНД).

Рис.4. Схема турбореактивного двух контурного двигателя

Предварительно сжатый поток воздуха разделяется на два. Один поток проходит по наружному контуру и попадает в свое выходное устройство 6, увеличивая массу выходящих газов. Второй поток воздуха поступает в компрессор 3 высокого давления (КВД). Здесь все происходит так же, как и в ТРД: из камеры сгорания 4 газообразные продукты поступают к турбине 5, приводят ее во вращение и вытекают из выходного устройства 7. Турбина приводят во вращение оба компрессора. Причем КНД требует меньшей частоты вращения, меньшей мощности. Ему соответствует своя турбина. Для КВД приводом является другая турбина.

Таким образом, в создании реактивной тяги Р принимают участие два контура: наружный и внутренний. Наружный контур состоит из входного устройства, КНД, кольцевого канала 6 с выходным устройством. В некоторых конструкциях ТРДД предусмотрено смещение на выходе потоков обоих контуров. Внутренний контур работает по обычной схеме ТРД. Для ТРДД введена характеристика, именуемая степенью двухконтурности. Она определяется, как отношение расхода воздуха через наружный контур к расходу воздуха через внутренний контур. Это соотношение для современных ТРДД колеблется в довольно широких пределах: от 0,5 до 8 и выше.

Очевидно, что параметры воздушного потока наружного и внутреннего контуров и потока горячих газов внутреннего контура резко разнятся. Так, почти на всем пути температура в наружном контуре составляет около 400 К, давление поднимается только до 3 МПа. Во внутреннем контуре в жаровой трубе температура достигает 1400 К и более, а давление возрастает до 15 МПа и более. Эта особенность также является преимуществом ТРДД, поскольку относительно холодный наружный контур в эксплуатации всегда удобней, чем горячий.

Турбовинтовые двигатели (ТВД) — это такой ГТД, в котором турбина развивает мощность, достаточную для привода компрессора и вращения воздушного винта. ТВД на дозвуковых скоростях превосходят по экономичности другие типы двигателей. На взлете ТВД развивает в 2—2,5 раза большую тягу, чем ТРД. Следовательно, взлетная дистанция в этом случае будет короче. На самолетах с ТВД воздушный винт может быть использован в качестве тормоза при посадке, что снижает длину пробега. Кроме того, уровень шума ТВД ниже, чем у ТРД и ТРДД. Это обусловило широкое применение ТВД в гражданской авиации. В период дефицита углеводородного топлива ТВД с высокими экономическими показателями становятся все более популярными. Уже сейчас проектируется применение ТВД на самолетах новых поколений.

К недостаткам ТВД следует отнести тот факт, что воздушные винты могут эффективно применяться только до чисел М, равных 0,7—0,8. Так что ТВД для около- и сверхзвуковых полетов не применимы. В эксплуатации ТВД сложнее, чем ТРД, поскольку наличие редуктора и воздушного винта с регулирующими устройствами требует дополнительных затрат на их эксплуатацию.

Рассмотрим схему работы ТВД (рис. 9) . Воздух попадает во входное устройство двигателя, минуя воздушный винт 1. Затем он сжимается в компрессоре 3. Продукты сгорания вытекают из камеры сгорания 4, заставляют вращаться турбину 5 и выходят из реактивного сопла 6, создавая дополнительную тягу. В конструкциях некоторых ТВД компрессор приводится во вращение одной турбиной, а воздушный винт — другой. Такие независимые приводы дают возможность лучше регулировать работу двигателя. Непременным конструктивным элементом ТВД является редуктор. Дело в том, что турбина вращается с частотой около 20000 об/мин. Прямая передача этого вращения на воздушный винт невозможна, ибо при такой частоте вращения винт не может быть эффективным. Поэтому вращение воздушному винту передается через редуктор 2.

Рис. 5. Схема турбовинтового двигателя

Из сказанного следует, что тяга ТВД создается воздушным винтом (около 90 %) и реактивным действием газовой струи (около 10 %). Такое комплексное использование энергии сгорания топливно-воздушной смеси позволяет получить высокий коэффициент полезного действия и хорошие экономические показатели ТВД.

Приведенная выше классификация в известной мере условна. Все большее развитие получают комбинированные двигатели. Схематично один из комбинированных двигателей можно пред­ставить таким: обычный поршневой двигатель, отработавшие газы которого вращают газовую турбину; на одном валу с тур­биной установлен компрессор, который подает воздух под дав­лением в камеры сгорания двигателя

studfiles.net

Устройство реактивного двигателя | Двигатель прогресса

Реактивный двигатель был изобретен Гансом фон Охайном (Dr. Hans von Ohain), выдающимся немецким инженером-конструкторм и Фрэнком Уиттлом (Sir Frank Whittle). Первый патент на работающий газотурбинный двигатель, был получен в 1930 году Фрэнк Уиттлом. Однако первую рабочую модель собрал именно Охайн.

2 августа 1939 года в небо поднялся первый реактивный самолет – He 178 (Хейнкель 178), снаряженный двигателем HeS 3, разработанный Охайном.

Устройство реактивного двигателя достаточно просто и одновременно крайне сложно. Просто по принципу действия: забортный воздух (в ракетных двигателях – жидкий кислород) засасывается в турбину, там смешивается с топливом и сгорая, в конце турбины образует т.н. “рабочее тело” (реактивная струя), которое и двигает машину.

Так все просто, но на деле – это целая область науки, ибо в таких двигателях рабочая температура достигает тысяч градусов по Цельсию. Одна из самых главных проблем турбореактивного двигателестроения – создание не плавящихся деталей, из плавящихся металлов. Но для того, что бы понять проблемы конструкторов и изобретателей нужно сначала более детально изучить принципиальное устройство двигателя.

основные детали реактивного двигателя

В начале турбины всегда стоит вентилятор, который засасывает воздух из внешней среды в турбины. Вентилятор обладает большой площадью и огромным количеством  лопастей специальной формы, сделанных из титана. Основных задач две – первичный забор воздуха и охлаждение всего двигателя в целом, путем прокачивание воздуха между внешней оболочкой двигателя и внутренними деталями. Это охлаждает камеры смешивания и сгорания и не дает им разрушится.

Сразу за вентилятором стоит мощный компрессор, который нагнетает воздух под большим давлением в камеру сгорания.

Камера сгорания выполняет еще и роль карбюратора, смешивая топливо с воздухом. После образования топливо воздушной смеси она поджигается. В процессе возгорания происходит значительный разогрев смеси и окружающих деталей, а также объемное расширение. Фактически реактивный двигатель использует для движения управляемый взрыв.

Камера сгорания реактивного двигателя одна из самых горячих его частей  – её необходимо постоянно интенсивное охлаждение. Но и этого недостаточно. Температура  в ней достигает 2700 градусов, поэтому её часто делают из керамики.

После камеры сгорания горящая топливо-воздушная смесь направляется непосредственно в турбину.

Турбина состоит из сотен лопаток, на которые давит реактивный поток, приводя турбину во вращение. Турбина в свою очередь вращает вал, на котором “сидят” вентиллятор и компрессор. Таким образом система замыкается и требует лишь подвода топлива и воздуха для своего функционироваия.

После турбины поток направляется в сопло. Сопло реактивного двигателя – последняя, но далеко не по значению часть реактивного двигателя. Оно формирует непосредственно реактивную струю. В сопло направляется холодный воздух, нагнетаемый вентиллятором для охлаждения внутренних деталей двигателя. Этот поток ограничивает манжету сопла от сверхгорячего реактивного потока и ее дает ей расплавится.

Сопла у реактивных двигателей бывают самые разные. Самым передовым считает подвижное сопло, стоящее на двигателях с отклоняемым вектором тяги. Оно может сжиматься и расширятся, а также отклонятся на значительные углы, регулируя и направляя непосредственно реактивный поток. Это делает самолеты с двигателями с отклоняемым вектором тяги очень маневренными, т.к. маневрирование происходит не только благодаря механизмам крыла, но и непосредственно двигателем.

Существует несколько основных типом реактивных двигателей.

Классический реактивный двигатель самолета F-15

Классический реактивный двигатель – принципиальное устройство которого мы описыали выше. Используется в основном на истребителях в различных модификациях.

Двухлопастной турбовинтовой двигатель

Турбовинтовой двигатель. В этом типе двигателя мощность турбины через понижающий редуктор направляется на вращение классического винта. Такие двигатели позволят большим самолетам летать на приемлемых скоростях и тратить меньше горючего. Нормальной крейсерской скоростью турбовинтового самолета считается  600—800 км/ч.

Турбовентиляторный реактивный двигатель.

Турбовентиляторный реактивный двигатель.

Этот тип двигателя является более экономичным родственником классического типа. главное отличие в том, что на входе ставится вентилятор большего диаметра, который подает воздух не только в турбину, но и создает достаточно мощный поток вне её. Таким образом достигается повышенная экономичность, за счет улучшения КПД.

Используется на лайнерах и больших самолетах.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (Ramjet)

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Работает без подвижных деталей. Воздух нагнетается в камеру сгорания естественным способом, за счет торможения потока об обтекатель входного отверстия.

Далее все происходит так же как в обычном реактивном двигателе – воздух смешивается с горючим и выходит в виде реактивной струи из сопла.

Использовался на поездах, самолетах, БЛА, и в боевых ракетах, а также на велосипедах и скутерах.

И напоследок – видео работы реактивного двигателя:

Картинки взяты из различных источников. Русификация картинок – Лаборатори 37.

lab-37.com

Авиационные газотурбинные двигатели.

На сегодняшний день, авиация практически на 100% состоит из машин, которые используют газотурбинный тип силовой установки. Иначе говоря – газотурбинные двигатели. Однако, несмотря на всю возрастающую популярность авиаперелетов сейчас, мало кто знает каким образом работает тот жужжащий и свистящий контейнер, который висит под крылом того или иного авиалайнера.

Принцип работы газотурбинного двигателя.

Газотурбинный двигатель, как и поршневой двигатель на любом автомобиле, относится к двигателям внутреннего сгорания. Они оба преобразуют химическую энергию топлива в тепловую, путем сжигания, а после — в полезную, механическую. Однако то, как это происходит, несколько отличается. В обоих двигателях происходит 4 основных процесса – это: забор, сжатие, расширение, выхлоп. Т.е. в любом случае в двигатель сначала входит воздух (с атмосферы) и топливо (из баков), далее воздух сжимается и в него впрыскивается топливо, после чего смесь воспламеняется, из-за чего значительно расширяется, и в итоге выбрасывается в атмосферу. Из всех этих действий выдает энергию лишь расширение, все остальные необходимы для обеспечения этого действия.

А теперь в чем разница. В газотурбинных двигателях все эти процессы происходят постоянно и одновременно, но в разных частях двигателя, а в поршневом – в одном месте, но в разный момент времени и по очереди. К тому же, чем более сжат воздух, тем большую энергию можно получить при сгорании, а на сегодняшний день степень сжатия газотурбинных двигателей уже достигла 35-40:1, т.е. в процессе прохода через двигатель воздух уменьшается в объеме, а соответственно увеличивает свое давление в 35-40 раз. Для сравнения в поршневых двигателях этот показатель не превышает 8-9:1, в самых современных и совершенных образцах. Соответственно имея равный вес и размеры газотурбинный двигатель гораздо более мощный, да и коэффициент полезного действия у него выше. Именно этим и обусловлено такое широкое применения газотурбинных двигателей в авиации в наши дни.

А теперь подробней о конструкции. Четыре вышеперечисленных процесса происходят в двигателе, который изображен на упрощенной схеме под номерами:

Таким образом получается замкнутый цикл. Воздух входит в двигатель, сжимается, смешивается с горючим, воспламеняется, направляется на лопатки турбины, которые снимают до 80% мощности газов для вращения компрессора, все что осталось и обуславливает итоговую мощность двигателя, которая может быть использована разными способами.

В зависимости от способа дальнейшего использования этой энергии газотурбинные двигатели подразделяются на:

Двигатель, изображенный на схеме выше, является турбореактивным. Можно сказать «чистым» газотурбинным, ведь газы после прохождения турбины, которая вращает компрессор, выходят из двигателя через выхлопное сопло на огромной скорости и таким образом толкают самолет вперед. Такие двигатели сейчас используются в основном на высокоскоростных боевых самолетах.

Турбовинтовые двигатели отличаются от турбореактивных тем, что имеют дополнительную секцию турбины, которая еще называется турбиной низкого давления, состоящую из одного или нескольких рядов лопаток, которые отбирают оставшуюся после турбины компрессора энергию у газов и таким образом вращает воздушный винт, который может находится как спереди так и сзади двигателя. После второй секции турбины, отработанные газы выходят фактически уже самотеком, не имея практически никакой энергии, поэтому для их вывода используются просто выхлопные трубы. Подобные двигатели используются на низкоскоростных, маловысотных самолетах.

Турбовентиляторные двигатели имеют схожую схему с турбовинтовыми, только вторая секция турбины отбирает не всю энергию у выходящих газов, поэтому такие двигатели также имеют выхлопное сопло. Но основное отличие состоит в том, что турбина низкого давления приводит в действия вентилятор, который закрыт в кожух. Потому такой двигатель еще называется двуконтурным, ведь воздух проходит через внутренний контур (сам двигатель) и внешний, который необходим лишь для направления воздушной струи, которая толкает двигатель вперед. Потому они и имеют довольно «пухлую» форму. Именно такие двигатели применяются на большинстве современных авиалайнеров, поскольку являются наиболее экономичными на скоростях, приближающихся к скорости звука и эффективными при полетах на высотах выше 7000-8000м и вплоть до 12000-13000м.

Турбовальные двигатели практически идентичны по конструкции с турбовинтовыми, за исключением того, что вал, который соединен с турбиной низкого давления, выходит из двигателя и может приводить в действие абсолютно что угодно. Такие двигатели используются в вертолетах, где два-три двигателя приводят в действие единственный несущий винт и компенсирующий хвостовой пропеллер. Подобные силовые установки сейчас имеют даже танки – Т-80 и американский «Абрамс». 

Газотурбинные двигатели имеют классификацию также по другим признакам:

Турбореактивный двигатель с осевым компрессором получил широкое применение. При работающем двигателе идет непрерывный процесс. Воздух проходит через диффузор, притормаживается и попадает в компрессор. Затем он поступает в камеру сгорания. В камеру через форсунки подается также топливо, смесь сжигается, продукты сгорания перемещаются через турбину. Продукты сгорания в лопатках турбины расширяются и приводят ее во вращение. Далее газы из турбины с уменьшенным давлением поступают в реактивное сопло и с огромной скоростью вырываются наружу, создавая тягу. Максимальная температура имеет место и на воде камеры сгорания.

Компрессор и турбина расположены на одном валу. Для охлаждения продуктов сгорания подается холодный воздух. В современных реактивных двигателях рабочая температура может превышать температуру плавления сплавов рабочих лопаток примерно на 1000 °С. Система охлаждения деталей турбины и выбор жаропрочных и жаростойких деталей двигателя — одни из главных проблем при конструировании реактивных двигателей всех типов, в том числе и турбореактивных.

Особенностью турбореактивных двигателей с центробежным компрессором является конструкция компрессоров. Принцип работы подобных двигателей аналогичен двигателям с осевым компрессором.

Газотурбинный двигатель. Видео.

Полезные статьи по теме.

Ещё узлы и агрегаты

Путешествуя на самолетах , вы задумывались когда-нибудь о том, как работает двигатель реактивного самолета? О реактивной тяге, которая приводит его в действие, знали еще в Античные времена. Применить же ее на практике смогли только в начале прошлого века, в результате гонки вооружений между Англией и Германией.

Принцип работы двигателя реактивного самолета довольно прост, но имеет некоторые нюансы, которые строго соблюдаются при их производстве. Чтобы самолет смог надежно держаться в воздухе, они должны работать идеально. Ведь от этого зависят жизни и безопасность всех, кто находится на борту самолета.

Его приводит в действие реактивная тяга. Для этого нужна какая-то жидкость, выталкиваемая из задней части системы и придающая ей движение вперед. Здесь работает третий закон Ньютона, который гласит: “Любое действие вызывает равное противодействие”.

У реактивного двигателя вместо жидкости применяется воздух. Он создает силу, обеспечивающую движение.

В нем используются горячие газы и смесь воздуха со сгораемым топливом. Эта смесь выходит из него с высокой скоростью и толкает самолет вперед, давая ему лететь.

Если говорить об устройстве двигателя реактивного самолета, то оно представляет из себя соединение четырех самых важных деталей:

  • компрессора;
  • камеры горения;
  • турбины;
  • выхлопа.

Компрессор состоит из нескольких турбин, которые засасывают воздух и сжимают его по мере прохождения через расположенные под углом лопасти. При сжатии температура и давление воздуха повышаются. Часть сжатого воздуха попадает в камеру горения, где смешивается с топливом и поджигается. Это увеличивает тепловую энергию воздуха.

Реактивный двигатель.

Горячая смесь на высокой скорости выходит из камеры и расширяется. Там она проходит через еще одну турбину с лопастями, которые вращаются, благодаря энергии газа.

Турбина соединена с компрессором в передней части двигателя, и таким образом приводит его в движение. Горячий воздух выходит через выхлоп. К этому моменту температура смеси очень высока. И еще увеличивается, благодаря эффекту Дросселирования. После этого воздух выходит из него.

Разработка самолетов с реактивным двигателем началась в 30х годах прошлого века. Англичане и немцы начали разрабатывать подобные модели. В этой гонке победили немецкие ученые. Поэтому первым самолетом с реактивным двигателем стала “Ласточка” в Люфтваффе. “Глостерский метеор” поднялся в воздух немного позднее. О первых самолетах с такими двигателями подробно рассказано в этой статье.

Двигатель сверхзвукового самолета — тоже реактивный, но уже в совершенно другой модификации.

Как работает турбореактивный двигатель?

Реактивные двигатели применяются повсеместно, а турбореактивные устанавливаются больших пассажирских лайнерах . Отличие их в том, что первый несет с собой запас топлива и окислителя, а конструкция обеспечивает их подачу из баков.

Турбореактивный двигатель самолета несет с собой лишь топливо, а окислитель — воздух — нагнетается турбиной из атмосферы. В остальном принцип его работы совпадает с тем же, что и у реактивного.

Одна из самых важных деталей у них — это лопасть турбины. От нее зависит мощность двигателя.

Схема турбореактивного двигателя.

Именно они вырабатывают тяговые усилия, необходимые для ускорения самолета. Каждый из лопастей производит в 10 раз больше энергии, чем самый обычный, автомобильный двигатель. Они устанавливаются позади камеры сгорания, в той части двигателя, где самое высокое давление, а температура доходит до 1400 градусов по Цельсию.

В процессе производства лопастей они проходят через процесс монокристаллизации, что придает им твердости и прочности.

Перед тем, как установить на самолет, каждый двигатель проверяется на полное тяговое усилие. Он должен пройти сертификацию Европейского совета по безопасности и компанией, которая его произвела. Одной из самых крупных фирм по их производству является Роллс-Ройс.

Что такое самолет с атомным двигателем?

Во время Холодной войны были предприняты попытки создания реактивного двигателя не на химической реакции, а на тепле, который бы вырабатывал ядерный реактор. Его ставили вместо камеры сгорания.

Воздух проходит через активную зону реактора, понижая его температуру и повышая свою. Он расширяется и истекает из сопла со скоростью, большей чем скорость полета.

Комбинированный турбреактивно-атомный двигатель.

В СССР проводились его испытания на базе ТУ-95. В США тоже не отставали от ученых в Советском Союзе.

В 60х годах исследования в обеих сторонах постепенно прекратились. Основными тремя проблемами, которые помешали разработке, стали:

  • безопасность летчиков во время полета;
  • выброс радиоактивных частиц в атмосферу;
  • в случае падения самолета, радиоактивный реактор может взорваться, нанеся непоправимый вред всему живому.

Как производят реактивные двигатели для моделей самолетов?

Их производство для моделей самолетов занимает около 6 часов. Сначала вытачивается базовая пластина из алюминия, к которой крепятся все остальные детали. По размеру она совпадает с хоккейной шайбой.

К ней прикрепляют цилиндр, поэтому получается что-то вроде консервной банки. Это будущий двигатель внутреннего сгорания. Далее устанавливается система подачи топлива . Чтобы его закрепить, в основную пластину вкручиваются шурупы, предварительно опущенные в специальный герметик.

Двигатель для модели самолета.

Каналы стартера крепятся с другой стороны камеры, чтобы перенаправлять выбросы газа в турбинное колесо. В отверстие сбоку от камеры сгорания устанавливается спираль накаливания. Она поджигает топливо внутри двигателя.

Потом ставят турбину и центральную ось цилиндра. На нее ставят колесо компрессора, которое нагнетает воздух в камеру сгорания. Его проверяют с помощью компьютера, прежде чем закрепить пусковую установку.

Готовый двигатель еще раз проверяют на мощность. Его звук немногим отличается от звука двигателя самолета. Он, конечно, меньшей силы, но полностью напоминает его, придавая больше схожести модели.

Энергетическое образование

6. Реактивные двигатели

Реактивный двигатель — двигатель-движитель, создающий необходимую для движения силу тяги посредством преобразования потенциальной энергии топлива в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. Рабочее тело с большой скоростью истекает из двигателя, и, в соответствии с законом сохранения импульса, образуется реактивная сила, толкающая двигатель в противоположном направлении. Для разгона рабочего тела может использоваться как расширение газа, нагретого тем или иным способом до высокой температуры (т.н. тепловые реактивные двигатели), так и другие физические принципы, например, ускорение заряженных частиц в электростатическом поле. Реактивный двигатель сочетает в себе собственно двигатель с движителем, то есть он создаёт тяговое усилие только за счёт взаимодействия с рабочим телом, без опоры или контакта с другими телами. По этой причине чаще всего он используется для приведения в движение самолётов, ракет и космических аппаратов.

Реактивный двигатель.

ТРД J85 производства компании General Electric. Между 8 ступенями компрессора и 2 ступенями турбины расположена кольцевая камера сгорания.

В турбореактивном двигателе (ТРД, англоязычный термин — turbojet engine) сжатие рабочего тела на входе в камеру сгорания и высокое значение расхода воздуха через двигатель достигается за счёт совместного действия встречного потока воздуха и компрессора, размещённого в тракте ТРД сразу после входного устройства, перед камерой сгорания. Компрессор приводится в движение турбиной, смонтированной на одном валу с ним, и работающей на том же рабочем теле, нагретом в камере сгорания, из которого образуется реактивная струя. Во входном устройстве осуществляется рост статического давления воздуха за счёт торможения воздушного потока. В компрессоре осуществляется рост полного давления воздуха за счёт совершаемой компрессором механической работы. Степень повышения давления в компрессоре является одним из важнейших параметров ТРД, поскольку от него зависит эффективный КПД двигателя. Если у первых образцов ТРД (Jumo-004) этот показатель составлял 3, то у современных он достигает 40 (General Electric GE90). Для повышения газодинамической устойчивости компрессоров они выполняются двухкаскадными. Каждый из каскадов работает со своей скоростью вращения и приводится в движение своей турбиной. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последней (самой низкооборотной) турбиной, проходит внутри полого вала компрессора второго каскада (высокого давления). Каскады двигателя так же именуют роторами низкого и высокого давления. Камера сгорания большинства ТРД имеет кольцевую форму и вал турбина-компрессор проходит внутри кольца камеры. При поступлении в камеру сгорания воздух разделяется на 3 потока. Первичный воздух — поступает через фронтальные отверстия в камере сгорания, тормозится перед форсунками и принимает непосредственное участие в формировании топливно-воздушной смеси. Непосредственно участвует в сгорании топлива. Топливо-воздушная смесь в зоне сгорания топлива в ВРД по своему составу близка к стехиометрической. Вторичный воздух — поступает через боковые отверстия в средней части стенок камеры сгорания и служит для их охлаждения путём создания потока воздуха с гораздо более низкой температурой, чем в зоне горения. Третичный воздух — поступает через специальные воздушные каналы в выходной части стенок камеры сгорания и служит для выравнивания поля температур рабочего тела перед турбиной. Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину, расширяется, приводя её в движение и отдавая ей часть своей энергии, а после неё расширяется в сопле и истекает из него, создавая реактивную тягу. Благодаря компрессору ТРД (в отличие от ПВРД) может «трогать с места» и работать при низких скоростях полёта, что для двигателя самолёта является совершенно необходимым, при этом давление в тракте двигателя и расход воздуха обеспечиваются только за счёт компрессора. При повышении скорости полёта давление в камере сгорания и расход рабочего тела растут за счёт роста напора встречного потока воздуха, который затормаживается во входном устройстве (так же, как в ПВРД) и поступает на вход низшего каскада компрессора под давлением более высоким, чем атмосферное, при этом повышается и тяга двигателя.

Схема работы ТРД: 1. Забор воздуха; 2. Компрессор низкого давления; 3. Компрессор высокого давления; 4. Камера сгорания; 5. Расширение рабочего тела в турбине и сопле; 6. Горячая зона; 7. Турбина; 8. Зона входа первичного воздуха в камеру сгорания; 9. Холодная зона; 10. Входное устройство.

Турбо реактивные двигатели наиболее активно развиваются в качестве двигателей для всевозможных военных и коммерческих самолетов.

Реактивный самолет.

Реактивный двигатель

ВВС США F-15E Strike Eagles

Моделирование обтекания ТРДД с малым байпасом

Расход воздуха в реактивный двигатель при взлете (Germanwings Airbus A319 )

А реактивный двигатель это тип двигатель реакции разрядка быстро движущегося струя что порождает толкать к реактивный двигатель. Хотя это широкое определение может включать ракета, струя воды, и гибридная силовая установка, термин реактивный двигатель обычно относится к воздушно-реактивный двигатель например, турбореактивный, турбовентилятор, ПВРД, или же импульсная струя. [1] В целом реактивные двигатели двигатель внутреннего сгорания.

Воздушно-реактивные двигатели обычно имеют вращающийся воздушный компрессор питание от турбина, с оставшейся мощностью, обеспечивающей тягу через форсунка — этот процесс известен как Термодинамический цикл Брайтона. Реактивный самолет использовать такие двигатели для дальних поездок. Ранние реактивные самолеты использовали турбореактивные двигатели, которые были относительно неэффективны для дозвукового полета. Большинство современных дозвуковых реактивных самолетов используют более сложные двухконтурные турбовентиляторные двигатели. Они обеспечивают более высокую скорость и большую топливную экономичность, чем поршневые и пропеллерные. авиационные двигатели на большие расстояния. Несколько воздушно-реактивных двигателей для высокоскоростных двигателей (ПВРД и ГПВП ) использовать эффект тарана скорости автомобиля вместо механического компрессора.

Тяга типичного авиалайнер двигатель пошел от 5000 фунтов-силы (22000 Н) (de Havilland Ghost турбореактивный) в 1950-х годах до 115000 фунтов-силы (510 000 Н) (General Electric GE90 турбовентиляторный) в 1990-х годах, а их надежность выросла с 40 отключений в полете на 100 000 часов полета двигателя до менее 1 на 100 000 в конце 1990-х годов. Это, в сочетании со значительным снижением расхода топлива, позволило трансатлантический перелет на двухмоторных авиалайнерах на рубеже веков, где раньше подобное путешествие требовало многократных остановок заправки.[2]

Содержание

  • 1 История
  • 2 Использует
  • 3 Типы реактивного двигателя
    • 3.1 Дыхание воздухом
      • 3.1.1 Турбина с приводом
        • 3.1.1.1 Турбореактивный
        • 3.1.1.2 Турбовентиляторный
      • 3.1.2 Сжатие Ram
      • 3.1.3 Непрерывное горение
  • 4 Другие типы реактивного движения
    • 4.1 Ракета
    • 4.2 Гибридный
    • 4.3 Струя воды
  • 5 Общие физические принципы
    • 5.1 Форсунка
    • 5.2 Толкать
    • 5.3 Энергоэффективность авиационных реактивных двигателей
    • 5.4 Расход топлива или топлива
    • 5.5 Отношение тяги к массе
    • 5.6 Сравнение типов
    • 5.7 Высота и скорость
    • 5.8 Шум
    • 5.9 Охлаждение
  • 6 Операция
  • 7 Смотрите также
  • 8 Рекомендации
    • 8. 1 Библиография
  • 9 внешняя ссылка

История

Основная статья: История реактивного двигателя

Смотрите также: Хронология реактивной мощности

Принцип реактивного двигателя не нов; Однако технический прогресс, необходимый для реализации этой идеи, не был реализован до 20 века. Элементарная демонстрация реактивной мощности восходит к эолипил, устройство, описанное Герой Александрии в 1 веке Римский Египет. Это устройство направлено сила пара через два сопла, чтобы сфера быстро вращалась вокруг своей оси. Это было воспринято как диковинка. Между тем практическое применение турбина можно увидеть в водяное колесо и мельница.

Первые практические применения реактивный двигатель появился с изобретением порох -приведенный ракета китайцами в 13 веке. Изначально это был тип салют, и постепенно прогрессировал, чтобы продвигать грозные оружие. Принципы, используемые китайцами для отправки своих ракет и фейерверков, были аналогичны принципам реактивного двигателя. [3]

В 1551 г. Таки ад-Дин Мухаммад ибн Ма’руф в Османский Египет изобрел паровой домкрат, ведомый паровая турбина, описывающий способ вращения вертела с помощью струи пара, воздействующей на поворотные лопатки по периферии колеса.[4] Это было первое практическое пароструйное устройство. Подобное устройство позже было описано Джон Уилкинс в 1648 г.[5]

Самое раннее сообщение о попытке полета на реактивном самолете также относится к Османская империя. В 1633 году османский солдат Лагари Хасан Челеби как сообщается, применил ракету конической формы.[3]

Самыми ранними попытками создания воздушно-реактивных двигателей были гибридные конструкции, в которых внешний источник энергии сначала сжимал воздух, который затем смешивался с топливом и сжигался для создания реактивной тяги. В Капрони Кампини №1, а японцы Цу-11 двигатель предназначен для питания Ока камикадзе самолеты ближе к концу Вторая Мировая Война оказались безуспешными.

Альберт Фоно с ПВРД -пушечное ядро ​​1915 г.

Еще до начала Второй мировой войны инженеры начали понимать, что двигатели, приводящие в движение гребные винты, приближались к пределу из-за проблем, связанных с эффективностью гребных винтов.[6] который снизился по мере приближения кончиков лезвий к скорость звука. Если летно-технические характеристики самолета выходили за пределы такого барьера, требовался другой силовой механизм. Это было мотивацией разработки газотурбинного двигателя, наиболее распространенной формы реактивного двигателя.

Ключом к практическому реактивному двигателю был газовая турбина, извлекая мощность из самого двигателя, чтобы управлять компрессор. В газовая турбина идея не нова: патент на стационарную турбину получил Джон Барбер в Англии в 1791 году. Первая газовая турбина, которая успешно работала автономно, была построена в 1903 году норвежским инженером. Эгидиус Эллинг.[7] В производство такие двигатели не дошли из-за проблем безопасности, надежности, веса и, особенно, длительной эксплуатации.

Первый патент на использование газовой турбины для привода самолета был подан в 1921 г. Максим Гийом.[8][9] Его двигатель представлял собой турбореактивный двигатель с осевым потоком, но он так и не был сконструирован, так как требовал значительных улучшений по сравнению с современными компрессорами. Алан Арнольд Гриффит опубликовано Аэродинамическая теория конструкции турбины в 1926 г. привела к экспериментальной работе на RAE.

В Whittle W.2 / 700 двигатель прилетел в Gloster E.28 / 39, первый британский самолет с турбореактивным двигателем, и Глостер Метеор

В 1928 г. RAF College Cranwell кадет Фрэнк Уиттл официально представил свои идеи турбореактивного двигателя начальству.[10] В октябре 1929 года он развил свои идеи дальше.[11] 16 января 1930 года в Англии Уиттл подал свой первый патент (выданный в 1932 году).[12] В патенте показана двухступенчатая осевой компрессор подача одностороннего центробежный компрессор. Практические осевые компрессоры стали возможны благодаря идеям от А. А. Гриффит в основополагающей статье 1926 года («Аэродинамическая теория конструкции турбины»). Позже Уиттл сконцентрировался только на более простом центробежном компрессоре. Уиттл не смог заинтересовать правительство своим изобретением, и разработка продолжалась медленными темпами.

Heinkel He 178, первый в мире самолет, работающий исключительно на турбореактивном двигателе.

В 1935 г. Ганс фон Охайн начал работу над аналогичной конструкцией в Германии, причем компрессор и турбина были радиальными, на противоположных сторонах одного диска, поначалу не подозревая о работе Уиттла.[13] Первое устройство фон Охайна было строго экспериментальным и могло работать только от внешнего источника, но он смог продемонстрировать основную концепцию. Затем Охайн был представлен Эрнст Хейнкель, один из крупнейших авиастроителей того времени, который сразу увидел перспективность этой конструкции. Хейнкель недавно купил моторную компанию Hirth, и Охайн и его главный машинист Макс Хан были созданы там как новое подразделение компании Hirth. У них были свои первые HeS 1 центробежный двигатель, работающий к сентябрю 1937 года. В отличие от конструкции Уиттла, Охайн использовал водород в качестве топлива, подаваемого под внешним давлением. Их последующие разработки завершились бензин -заправленный HeS 3 5 кН (1100 фунтов силы), который был установлен на простой и компактный Он 178 планер и пролетел мимо Эрих Варсиц ранним утром 27 августа 1939 г., с Росток -Marienehe аэродром, впечатляюще короткий срок для разработки. He 178 был первым в мире реактивным самолетом.[14] 31 мая 1939 г. Хейнкель подал заявку на патент США на авиационную силовую установку Ханса Иоахима Пабста фон Охайна; номер патента US2256198, изобретатель — М. Хан.

Частичный вид двигателя Junkers Jumo 004

Австрийский Ансельм Франц из Юнкерс ‘моторный отдел (Юнкерс Моторен или «Юмо») представил осевой компрессор в их реактивном двигателе. Jumo был присвоен следующий номер двигателя в RLM 109-0xx последовательность нумерации газотурбинных авиационных силовых установок «004», и в результате Jumo 004 двигатель. После того, как были решены многие меньшие технические трудности, в 1944 году началось серийное производство этого двигателя в качестве силовой установки для первого в мире реактивного двигателя.самолет истребитель, то Messerschmitt Me 262 (а позже и первый в мире реактивный самолетбомбардировщик самолет, Арадо Ар 234 ). Множество причин задержали доступность двигателя, из-за чего истребитель прибыл слишком поздно, чтобы улучшить положение Германии в Вторая Мировая Война, однако это был первый реактивный двигатель, который использовался на вооружении.

Gloster Meteor F.3s. В Глостер Метеор был первым британским реактивным истребителем и Союзников единственный реактивный самолет для ведения боевых действий во время Второй мировой войны.

Между тем в Британии Gloster E28 / 39 совершил первый полет 15 мая 1941 г., а Глостер Метеор наконец поступил на вооружение с РАФ в июле 1944 года. Они были оснащены турбореактивными двигателями компании Power Jets Ltd., созданной Фрэнком Уиттлом. Первые два действующих турбореактивных самолета, Messerschmitt Me 262, а затем Gloster Meteor, поступили на вооружение с разницей в три месяца в 1944 году.

После окончания войны немецкие реактивные самолеты и реактивные двигатели были тщательно изучены победившими союзниками и внесли свой вклад в работу над ранним Советский и реактивные истребители США. Наследие двигателя с осевым потоком проявляется в том, что практически все реактивные двигатели самолет были вдохновлены этим дизайном.

К 1950-м годам реактивный двигатель был практически универсальным в боевых самолетах, за исключением грузовых, связных и других специальных типов. К этому моменту некоторые из британских образцов уже были разрешены для гражданского использования и появились на ранних моделях, таких как de Havilland Comet и Авиалайнер Avro Canada. К 1960-м годам все крупные гражданские самолеты были также оснащены реактивными двигателями. поршневой двигатель в недорогих нишевых ролях, таких как груз полеты.

КПД турбореактивных двигателей все еще был несколько ниже, чем у поршневых, но к 1970-м годам, с появлением ТРДД с большим байпасом (нововведение, которое не предвидели первые комментаторы, такие как Эдгар Бэкингем, на высоких скоростях и на больших высотах, которые казались им абсурдными), топливная экономичность была примерно такой же, как у лучших поршневых и гребных двигателей. [15]

Использует

А JT9D ТРДД установлен на Боинг 747 самолет.

Мощность реактивных двигателей реактивный самолет, крылатые ракеты и беспилотные летательные аппараты. В виде ракетные двигатели они власть фейерверк, модель ракетной техники, космический полет, и военные ракеты.

Реактивные двигатели приводили в движение высокоскоростные автомобили, особенно гонщики, с рекордом за всю историю ракетная машина. ТРДД, ТягаSSC, в настоящее время имеет рекорд скорости на суше.

Конструкции реактивных двигателей часто модифицируются для неаварийных применений, так как промышленные газовые турбины или же морские силовые установки. Они используются в производстве электроэнергии, для питания водяных, газовых или масляных насосов, а также для обеспечения движения судов и локомотивов. Промышленные газовые турбины могут создавать до 50 000 лошадиных сил на валу. Многие из этих двигателей являются производными от более старых военных турбореактивных двигателей, таких как модели Pratt & Whitney J57 и J75. Также существует производная от ТРДД P&W JT8D с малым байпасом, развивающая мощность до 35000 л.с.

Реактивные двигатели также иногда разрабатываются или разделяют определенные компоненты, такие как ядра двигателей, с турбовальный и турбовинтовой двигатели, которые представляют собой разновидности газотурбинных двигателей, которые обычно используются для питания вертолеты и несколько винтовых самолетов.

Типы реактивного двигателя

Существует большое количество различных типов реактивных двигателей, каждый из которых обеспечивает прямую тягу по принципу реактивный двигатель.

Дыхание воздухом

Основная статья: Воздушно-реактивный двигатель

Обычно самолеты приводятся в движение воздушно-реактивными двигателями. Большинство используемых воздушно-реактивных двигателей являются турбовентилятор реактивные двигатели, которые дают хороший КПД на скоростях чуть ниже скорости звука.

Турбина с приводом

Основная статья: Газовая турбина

Газовые турбины роторные двигатели, которые извлекают энергию из потока газа сгорания. У них есть компрессор на входе, соединенный с турбиной, расположенной на выходе, с камерой сгорания между ними. В авиационных двигателях эти три основных компонента часто называют «газогенератором».[16] Существует множество различных вариантов газовых турбин, но все они используют систему газогенератора определенного типа.

Турбореактивный

Основная статья: Турбореактивный

Турбореактивный двигатель

А турбореактивный двигатель газовая турбина двигатель, работающий за счет сжатия воздуха впуском и компрессором (осевой, центробежный или оба), смешивая топливо со сжатым воздухом, сжигая смесь в камера сгорания, а затем пропуская горячий воздух под высоким давлением через турбина и сопло. Компрессор приводится в действие турбиной, которая отбирает энергию из проходящего через него расширяющегося газа. Двигатель преобразует внутреннюю энергию топлива в кинетическую энергию выхлопных газов, создавая тягу. Весь воздух, попадающий через впускное отверстие, проходит через компрессор, камеру сгорания и турбину, в отличие от турбовентилятор двигатель описан ниже. [17]

Турбовентиляторный

Принципиальная схема, иллюстрирующая работу ТРДД с малым байпасом.

Основная статья: Турбовентиляторный

Турбовентиляторы отличаются от турбореактивных двигателей тем, что они имеют дополнительный вентилятор в передней части двигателя, который ускоряет воздух в воздуховоде, минуя газотурбинный двигатель с сердечником. Турбовентиляторные двигатели являются доминирующим типом двигателей для двигателей средней и большой дальности. авиалайнеры.

Турбореактивные двухконтурные двигатели обычно более эффективны, чем турбореактивные, на дозвуковых скоростях, но на высоких скоростях их большая лобовая площадь создает больше тащить.[18] Поэтому при сверхзвуковом полете, а также в военных и других самолетах, где другие соображения имеют более высокий приоритет, чем топливная эффективность, вентиляторы, как правило, меньше по размеру или отсутствуют.

Из-за этих различий конструкции турбовентиляторных двигателей часто классифицируются как низкий байпас или же высокий байпас в зависимости от количества воздуха, проходящего через сердечник двигателя. ТРДД с малым байпасом коэффициент байпаса около 2: 1 или меньше.

Сжатие Ram

Дальнейшая информация: Ramjet и Scramjet

Плунжерные воздушно-реактивные двигатели похожи на газотурбинные двигатели, и оба они соответствуют Цикл Брайтона. Однако газотурбинные и поршневые двигатели различаются по способу сжатия входящего воздушного потока. В то время как газотурбинные двигатели используют осевые или центробежные компрессоры для сжатия поступающего воздуха, в поршневых двигателях используется только воздух, сжатый через впускное отверстие или диффузор.[19] Таким образом, поршневому двигателю требуется значительная начальная скорость полета, прежде чем он сможет работать. Двигатели с пневмоприводом считаются наиболее простым типом реактивных двигателей с воздушным дыханием, поскольку они не могут содержать движущихся частей.[20]

Ramjets — это реактивные двигатели с прямоточным двигателем. Они просты в механической части и работают менее эффективно, чем турбореактивные двигатели, за исключением очень высоких скоростей.

ГПРД отличаются главным образом тем, что воздух не замедляется до дозвуковых скоростей. Скорее они используют сверхзвуковое горение. Они эффективны даже на более высокой скорости. Очень немногие из них были построены или использовались.

Непрерывное горение
ТипОписаниеПреимуществаНедостатки
MotorjetРаботает как турбореактивный, но поршневой двигатель приводит в движение компрессор вместо турбины.Более высокая скорость выхлопа, чем у пропеллера, что обеспечивает лучшую тягу на высокой скоростиТяжелый, неэффективный и маломощный. Пример: Капрони Кампини №1.
PulsejetВоздух сжимается и сгорает периодически, а не постоянно. В некоторых конструкциях используются клапаны.Очень простой дизайн, используемый для Летающая бомба Фау-1 и совсем недавно на авиамоделяхШумный, неэффективный (низкая степень сжатия), плохо работает в больших масштабах, клапаны клапанных конструкций быстро изнашиваются
Импульсный детонационный двигательПодобно импульсной струе, но горение происходит как детонация вместо дефлаграция, могут или не могут нуждаться в клапанахМаксимальный теоретический КПД двигателяЧрезвычайно шумный, детали подвержены сильной механической усталости, трудно начать детонацию, непрактичны для текущего использования

Другие типы реактивного движения

Ракета

Основная статья: Ракетный двигатель

Движение ракетного двигателя

Ракетный двигатель использует те же основные физические принципы тяги, что и двигатель реакции,[21] но отличается от реактивного двигателя тем, что не требует атмосферного воздуха для обеспечения кислородом; ракета несет все компоненты реакционной массы. Однако некоторые определения трактуют его как форму реактивный двигатель.[22]

Поскольку ракеты не дышат воздухом, это позволяет им работать на произвольных высотах и ​​в космосе.[23]

Этот тип двигателя используется для запуска спутников, исследование космоса и обслуживаемый доступ, и разрешенный высадка на Луну в 1969 г.

Ракетные двигатели используются для полетов на большой высоте или в любом месте, где необходимы очень высокие ускорения, поскольку сами ракетные двигатели имеют очень высокий тяговооруженность.

Однако высокая скорость выхлопа и более тяжелое топливо с высоким содержанием окислителя приводит к гораздо большему расходу топлива, чем турбовентиляторные двигатели. Даже в этом случае на чрезвычайно высоких скоростях они становятся энергоэффективными.

Приблизительное уравнение чистой тяги ракетного двигателя:

FN=м˙грамм0яsp, vac−Аеп{displaystyle F_ {N} = {точка {m}}, g_ {0}, I_ {ext {sp, vac}} — A_ {e}, p;}

Где FN{displaystyle F_ {N}} чистая тяга, яsp, vac{displaystyle I_ {ext {sp, vac}}} это удельный импульс, грамм0{displaystyle g_ {0}} это стандартная сила тяжести, м˙{displaystyle {точка {m}}} — расход топлива в кг / с, Ае{displaystyle A_ {e}} — площадь поперечного сечения на выходе из выхлопного сопла, а п{displaystyle p} атмосферное давление.

ТипОписаниеПреимуществаНедостатки
РакетаНесет на борт все топливо и окислители, испускает струю для обеспечения движения.[24]Очень мало движущихся частей. От 0 до 25+; эффективен на очень высокой скорости (> 5,0 Маха или около того). Отношение тяги к массе более 100. Нет сложного воздухозаборника. Высокая степень сжатия. Очень быстроходный (гиперзвуковой ) выхлоп. Хорошее соотношение цена / тяга. Довольно легко проверить. Работает в вакууме; действительно, лучше всего работает вне атмосферы, что более благоприятно сказывается на конструкции автомобиля на высокой скорости. Достаточно небольшая поверхность для охлаждения и отсутствие турбины в потоке горячих выхлопных газов. Очень высокотемпературное сгорание и сопло с высокой степенью расширения обеспечивают очень высокий КПД при очень высоких скоростях.Требуется много топлива. Очень низкий удельный импульс — обычно 100–450 секунд. Экстремальные термические нагрузки в камере сгорания могут затруднить повторное использование. Обычно требует наличия на борту окислителя, что увеличивает риски. Чрезвычайно шумно.

Гибридный

В двигателях с комбинированным циклом одновременно используются два или более разных принципа реактивного движения.

ТипОписаниеПреимуществаНедостатки
ТурборокетТурбореактивный, где дополнительный окислитель Такие как кислород добавляется к воздушному потоку для увеличения максимальной высотыОчень близок к существующим конструкциям, работает на очень большой высоте, в широком диапазоне высот и скоростей полета.Скорость полета ограничена тем же диапазоном, что и турбореактивный двигатель с окислителем LOX может быть опасно. Намного тяжелее простых ракет.
Ракета с воздушным усилениемПо сути, это ПВРД, в котором всасываемый воздух сжимается и сжигается вместе с выхлопом ракеты.От 0 до 4,5+ Маха (также может работать внеатмосферно), хорошая эффективность при 2-4 МахаЭффективность аналогична ракетам на низкой скорости или внеатмосферной, с трудностями на входе, относительно неразвитым и неизученным типом, с трудностями охлаждения, очень шумным, соотношение тяги к весу аналогично ПВРД.
Форсунки с предварительным охлаждением / КРУЖЕВОВсасываемый воздух охлаждается до очень низких температур на входе в теплообменник перед прохождением через ПВРД и / или турбореактивный и / или ракетный двигатель.Легко тестируется на земле. Возможны очень высокие отношения тяги к массе (~ 14) вместе с хорошей топливной экономичностью в широком диапазоне скоростей полета, 0–5,5+ Маха; такое сочетание эффективности может позволить осуществить запуск на орбиту в одноступенчатом режиме или очень быстрое межконтинентальное путешествие на очень большие расстояния.Существует только на стадии лабораторного прототипирования. Примеры включают RB545, Двигатели реакции SABRE, ATREX. Требуется жидкое водородное топливо с очень низкой плотностью и надежно изолированные резервуары.

Струя воды

Основная статья: Насос-струйный

Водоструйная или насос-форсунка — это морская силовая установка, в которой используется струя воды. Механическое устройство может быть воздушный винт с насадкой, или центробежный компрессор и насадка. Насосная струя должна приводиться в движение отдельным двигателем, например, Дизель или же газовая турбина.

Схема струи насоса.

ТипОписаниеПреимуществаНедостатки
Струя водыДля продвижения водные ракеты и реактивные лодки; брызгает воду через соплоНа лодках может двигаться по мелководью, высокое ускорение, отсутствие риска перегрузки двигателя (в отличие от гребных винтов), меньший уровень шума и вибрации, высокая маневренность на всех скоростях лодки, высокая эффективность скорости, менее уязвимы для повреждений обломками, очень надежны, большая нагрузка гибкость, менее вредная для дикой природыМожет быть менее эффективным, чем гребной винт на низкой скорости, более дорогим, имеет больший вес в лодке из-за захваченной воды, не будет работать хорошо, если лодка тяжелее, чем размер водометного двигателя.

Общие физические принципы

Все реактивные двигатели — это реактивные двигатели, которые создают тягу за счет струя жидкости назад на относительно высокой скорости. Силы внутри двигателя, необходимые для создания этой струи, создают сильную тягу в двигателе, которая толкает аппарат вперед.

Реактивные двигатели создают свою струю из топлива, хранящегося в баках, которые прикреплены к двигателю (как в «ракете»), а также в канальные двигатели (те, которые обычно используются в самолетах), заглатывая внешнюю жидкость (как правило, воздух) и выталкивая ее с более высокой скоростью.

Форсунка

Основная статья: Форсунка

Форсунка является ключевым компонентом всех реактивных двигателей, поскольку она создает выхлопные газы. струя. Форсунки превращают внутреннюю энергию и энергию давления в кинетическую энергию высокой скорости.[25] Общее давление и температура не меняются через сопло, но их статические значения падают с увеличением скорости газа.

Скорость воздуха, поступающего в сопло, мала, около 0,4 Маха, что является предпосылкой для минимизации потерь давления в канале, ведущем к соплу. Температура на входе в сопло может быть ниже уровня моря для сопла вентилятора в холодном воздухе на крейсерской высоте. Она может достигать температуры выхлопных газов 1000K для сверхзвукового двигателя дожигания или 2200K с включенной форсажной камерой.[26] Давление на входе в сопло может варьироваться от 1,5-кратного давления снаружи сопла для одноступенчатого вентилятора до 30 раз для самого быстрого пилотируемого самолета при 3+ Мах.[27]

Конвергентные сопла способны только ускорять газ до локальных звуковых условий (1 Маха). Для достижения высоких скоростей полета требуются еще более высокие скорости выхлопа, и поэтому сходящееся-расходящееся сопло часто используется на высокоскоростных самолетах.[28]

Тяга сопла является максимальной, если статическое давление газа достигает значения окружающей среды на выходе из сопла. Это происходит только в том случае, если площадь выходного отверстия сопла является правильным значением для степени сжатия сопла (npr). Поскольку npr изменяется в зависимости от настройки тяги двигателя и скорости полета, это случается редко. Также на сверхзвуковых скоростях расходящаяся область меньше, чем требуется для полного внутреннего расширения за счет давления окружающей среды в качестве компромисса с внешним сопротивлением тела. Whitford[29] приводит в качестве примера F-16. Другими недорасширенными примерами были XB-70 и SR-71.

Размер сопла вместе с площадью сопел турбины определяет рабочее давление компрессора.[30]

Толкать

Основная статья: Тяга реактивного двигателя

Энергоэффективность авиационных реактивных двигателей

В этом обзоре показано, где возникают потери энергии в силовых установках или двигателях укомплектованных реактивных самолетов.

В состоянии покоя реактивный двигатель, как и на испытательном стенде, всасывает топливо и создает тягу. Насколько хорошо он это делает, судят по тому, сколько топлива он использует и какая сила требуется для его сдерживания. Это показатель его эффективности. Если что-то ухудшается внутри двигателя (это называется ухудшением характеристик[31]) он будет менее эффективным, и это будет видно, когда топливо дает меньшую тягу. Если изменить внутреннюю часть, которая позволяет воздуху / газам сгорания течь более плавно, двигатель будет более эффективным и будет потреблять меньше топлива. Стандартное определение используется для оценки того, как разные факторы влияют на эффективность двигателя, а также для проведения сравнений между разными двигателями. Это определение называется удельный расход топлива, или сколько топлива необходимо для создания одной единицы тяги. Например, для конкретной конструкции двигателя будет известно, что если некоторые неровности в байпасном канале будут сглажены, воздух будет течь более плавно, что приведет к снижению потерь давления на x%, а для получения выхлопа потребуется меньше топлива на y%. от тяги, например. Это понимание относится к инженерной дисциплине. Характеристики реактивного двигателя. Как эффективность зависит от скорости движения и от подачи энергии в системы самолета, будет упомянуто ниже.

Эффективность двигателя регулируется, прежде всего, рабочими условиями внутри двигателя, которые представляют собой давление, создаваемое компрессором, и температуру газов сгорания на первом наборе вращающихся лопаток турбины. Давление — это самое высокое давление воздуха в двигателе. Температура ротора турбины не самая высокая в двигателе, но самая высокая, при которой происходит передача энергии (более высокие температуры возникают в камере сгорания). Указанные выше давление и температура показаны на Термодинамический цикл диаграмма.

Эффективность дополнительно зависит от того, насколько плавно воздух и газообразные продукты сгорания проходят через двигатель, насколько хорошо поток выровнен (известный как угол падения) с движущимися и неподвижными каналами в компрессорах и турбинах. [32] Неоптимальные углы, а также неоптимальные формы прохода и лезвия могут вызвать утолщение и расслоение Пограничные слои и формирование Ударные волны. Важно замедлить поток (более низкая скорость означает меньшие потери давления или Падение давления ), когда он проходит через каналы, соединяющие различные части. Насколько хорошо отдельные компоненты способствуют превращению топлива в тягу, количественно определяют с помощью таких показателей, как КПД компрессоров, турбин и камеры сгорания, а также потери давления в каналах. Они показаны линиями на Термодинамический цикл диаграмма.

КПД двигателя или тепловой КПД,[33] известный как ηтчас{displaystyle eta _ {th}}. зависит от Термодинамический цикл параметры, максимальное давление и температура, а также эффективность компонентов, ηcомпреssор{displaystyle eta _ {компрессор}}, ηcомбтыsтяоп{displaystyle eta _ {горение}} и ηттырбяпе{displaystyle eta _ {turbine}} и потери давления в воздуховоде.

Для успешной работы двигателю нужен сжатый воздух. Этот воздух поступает из собственного компрессора и называется вторичным воздухом. Это не способствует увеличению тяги, что снижает эффективность двигателя. Он используется для сохранения механической целостности двигателя, предотвращения перегрева деталей и предотвращения утечки масла, например, из подшипников. Только часть этого воздуха, забираемого из компрессоров, возвращается в поток турбины, чтобы способствовать выработке тяги.Любое уменьшение необходимого количества повышает эффективность двигателя. Опять же, для конкретной конструкции двигателя будет известно, что уменьшение потребности в охлаждающем потоке на x% уменьшит удельный расход топлива на y%. Другими словами, например, для получения взлетной тяги потребуется меньше топлива. Двигатель более производительный.

Все вышеперечисленные соображения являются основными для двигателя, который работает сам по себе и в то же время не делает ничего полезного, то есть он не перемещает самолет и не обеспечивает энергией его электрические, гидравлические и воздушные системы. В самолете двигатель отдает часть своего тягового потенциала или топлива для питания этих систем. Эти требования, вызывающие потери при установке,[34] снизить его эффективность. Он использует некоторое количество топлива, которое не влияет на тягу двигателя.

Наконец, когда самолет летит, сама движущая сила содержит потерянную кинетическую энергию после того, как покидает двигатель. Это количественно выражается термином «пропульсивная эффективность» или «эффективность Фруда». ηп{displaystyle eta _ {p}} и может быть уменьшена путем перепроектирования двигателя, чтобы обеспечить ему обходной поток и более низкую скорость движущей струи, например, в качестве турбовинтового или двухконтурного двигателя. В то же время скорость движения увеличивает ηтчас{displaystyle eta _ {th}} за счет увеличения Общий коэффициент давления.

Общий КПД двигателя на скорости полета определяется как ηо=ηпηтчас{displaystyle eta _ {o} = eta _ {p} eta _ {th}}.[35]

В ηо{displaystyle eta _ {o}} Скорость полета зависит от того, насколько хорошо воздухозаборник сжимает воздух перед тем, как он попадает в компрессоры двигателя. Степень сжатия на впуске, которая может достигать 32: 1 при 3 Маха, добавляется к компрессору двигателя, чтобы дать Общий коэффициент давления и ηтчас{displaystyle eta _ {th}} для Термодинамический цикл. Насколько хорошо он это делает, определяется восстановлением давления или измерением потерь на входе. Пилотируемый полет на скорости 3 Маха стал интересной иллюстрацией того, как эти потери могут резко возрасти в одно мгновение. В Североамериканский XB-70 Valkyrie и Локхид SR-71 Блэкберд при 3 Маха каждая имела восстановление давления около 0,8,[36][37] из-за относительно небольших потерь в процессе сжатия, то есть через системы множественных ударов. Во время «снятия с пуска» эффективная система амортизаторов будет заменена очень неэффективным одиночным амортизатором за пределами впуска и восстановлением давления на впуске около 0,3 и, соответственно, низким перепадом давления.

Двигательное сопло на скоростях выше примерно 2 Маха обычно имеет дополнительные внутренние потери тяги, потому что площадь выхода недостаточно велика в качестве компромисса с внешним лобовым сопротивлением. [38]

Хотя байпасный двигатель улучшает тяговую эффективность, он несет собственные потери внутри самого двигателя. Необходимо добавить оборудование для передачи энергии от газогенератора в байпасный воздушный поток. К низким потерям в сопле турбореактивного двигателя добавляются дополнительные потери из-за неэффективности добавленных турбины и вентилятора.[39] Они могут быть включены в передачу или передачу, эффективность ηТ{displaystyle eta _ {T}}. Однако эти потери более чем возмещены.[40] улучшением пропульсивной эффективности.[41] Также наблюдаются дополнительные потери давления в байпасном канале и дополнительное выталкивающее сопло.

С появлением турбовентиляторных двигателей с их убыточным оборудованием, то, что происходит внутри двигателя, Беннетт отделил от других.[42] например, между газогенератором и транспортным оборудованием ηо=ηпηтчасηТ{displaystyle eta _ {o} = eta _ {p} eta _ {th} eta _ {T}}.

Зависимость эффективности силовой установки (η) от соотношения скорость автомобиля / скорость выхлопа (v / vе) для воздушно-реактивных и ракетных двигателей.

Энергоэффективность (ηо{displaystyle eta _ {o}}) реактивных двигателей, установленных на транспортных средствах, состоит из двух основных компонентов:

  • тяговая эффективность (ηп{displaystyle eta _ {p}}): сколько энергии струи попадает в кузов автомобиля, а не уносится кинетическая энергия струи.
  • эффективность цикла (ηтчас{displaystyle eta _ {th}}): насколько эффективно двигатель может разгонять струю

Хотя общая энергоэффективность ηо{displaystyle eta _ {o}} является:

ηо=ηпηтчас{displaystyle eta _ {o} = eta _ {p} eta _ {th}}

для всех реактивных двигателей тяговая эффективность является самым высоким, когда скорость выхлопной струи приближается к скорости автомобиля, поскольку это дает наименьшую остаточную кинетическую энергию.[43] Для дыхательного двигателя скорость выхлопа равна скорости транспортного средства, или ηп{displaystyle eta _ {p}} равный единице, дает нулевую тягу без изменения чистого импульса. {2}} }}

Помимо тягового КПД, есть еще один фактор: эффективность цикла; Реактивный двигатель — это разновидность теплового двигателя. КПД теплового двигателя определяется отношением температур, достигаемых в двигателе, к температурам на выходе из сопла. Это постоянно улучшалось с течением времени, поскольку были введены новые материалы, позволяющие повысить максимальную температуру цикла. Например, для лопаток турбин высокого давления, которые работают при максимальной температуре цикла, были разработаны композиционные материалы, сочетающие металлы с керамикой.[47] Эффективность также ограничивается общей степенью давления, которая может быть достигнута. КПД цикла является самым высоким в ракетных двигателях (~ 60 +%), поскольку они могут достигать чрезвычайно высоких температур сгорания. КПД цикла в турбореактивном двигателе и подобных ему приближается к 30% из-за гораздо более низких пиковых температур цикла.

Типичная полнота сгорания газовой турбины самолета во всем рабочем диапазоне.

Типичные пределы устойчивости горения авиационной газовой турбины.

Эффективность сгорания большинства авиационных газотурбинных двигателей в условиях взлета на уровне моря составляет почти 100%. В условиях крейсерского полета он нелинейно уменьшается до 98%. Соотношение воздух-топливо составляет от 50: 1 до 130: 1. Для любого типа камеры сгорания есть богатые и слабый предел к соотношению воздух-топливо, при превышении которого пламя гаснет. Диапазон соотношения воздух-топливо между богатым и слабым пределами уменьшается с увеличением скорости воздуха. Если увеличивающийся массовый расход воздуха снижает соотношение топлива ниже определенного значения, происходит гашение пламени.[48]

Удельный импульс как функция скорости для разных типов струй с керосиновым топливом (водород Iзр будет примерно вдвое выше). Хотя эффективность падает со скоростью, преодолеваются большие расстояния. Эффективность на единицу расстояния (на км или милю) примерно не зависит от скорости для реактивных двигателей как группы; однако планеры становятся неэффективными на сверхзвуковых скоростях.

Расход топлива или топлива

Тесно связанное (но отличающееся) понятие энергоэффективности — это скорость расхода массы топлива. Расход топлива в реактивных двигателях измеряется удельный расход топлива, удельный импульс, или же эффективная скорость истечения. Все они измеряют одно и то же. Удельный импульс и эффективная скорость выхлопа строго пропорциональны, тогда как удельный расход топлива обратно пропорционален остальным.

Для воздушно-реактивных двигателей, таких как турбореактивные, энергоэффективность и топливная эффективность — это во многом одно и то же, поскольку пропеллент является топливом и источником энергии. В ракетной технике топливо также является выхлопным газом, а это означает, что топливо с высокой энергией дает более высокий КПД, но в некоторых случаях может фактически дать ниже энергоэффективность.

В таблице (чуть ниже) можно увидеть, что дозвуковые ТРДД, такие как ТРДД CF6 от General Electric, потребляют намного меньше топлива для создания тяги в течение секунды, чем ТРДД. Конкорд с Роллс-Ройс / Snecma Olympus 593 турбореактивный. Однако, поскольку энергия равна силе, умноженной на расстояние, а расстояние в секунду было больше для Concorde, фактическая мощность, вырабатываемая двигателем при том же количестве топлива, была выше для Concorde на скорости 2 Махов, чем у CF6. Таким образом, двигатели Concorde были более эффективны с точки зрения расхода энергии на милю.

Удельный расход топлива (SFC), удельный импульс и эффективная скорость выхлопа для различных ракетных и реактивных двигателей.
Тип двигателяСценарийСпец. расход топлива.Специфический
импульс (ы)		Эффективный выхлоп
скорость (РС)
(фунт / фунт-сила · ч)(г / кН · с)
НК-33 ракетный двигательВакуум10.9308331[49]3250
SSME ракетный двигательКосмический челнок вакуум7. 95225453[50]4440
RamjetМах 14.51308007800
J-58 турбореактивныйSR-71 на 3,2 Маха (на мокрой дороге)1.9[51]54190019000
Eurojet EJ200Разогреть1.66–1.7347–49[52]2080–217020400–21300
Роллс-Ройс / Snecma Olympus 593 турбореактивныйConcorde Mach 2 cruise (сухой)1.195[53]33.8301029500
Eurojet EJ200Сухой0.74–0.8121–23[52]4400–490044000–48000
Турбореактивный двухконтурный двигатель CF6-80C2B1FБоинг 747-400 круизный0.605[53]17.1595058400
General Electric CF6 турбовентиляторУровень моря0.307[53]8. 711700115000

Отношение тяги к массе

Основная статья: Отношение тяги к массе

Отношение тяги к массе реактивных двигателей аналогичных конфигураций зависит от масштаба, но в основном зависит от технологии изготовления двигателей. Для данного двигателя, чем легче двигатель, тем лучше отношение тяги к весу, тем меньше топлива используется для компенсации лобового сопротивления из-за подъемной силы, необходимой для переноса веса двигателя, или для увеличения массы двигателя.

Как видно из следующей таблицы, ракетные двигатели обычно имеют гораздо более высокое отношение тяги к массе, чем канальные двигатели такие как турбореактивные и турбовентиляторные двигатели. Это в первую очередь потому, что в ракетах почти всегда используется плотная жидкость или твердая реакционная масса, которая дает гораздо меньший объем, и, следовательно, система наддува, которая питает сопло, намного меньше и легче при тех же характеристиках. Канальные двигатели должны иметь дело с воздухом, который на два-три порядка менее плотен, и это дает давление на гораздо больших площадях, что, в свою очередь, приводит к тому, что требуется больше инженерных материалов, чтобы удерживать двигатель вместе и для воздушного компрессора.

Jet или же ракетный двигательМассаТяга, вакуумТяга к
соотношение веса
(кг)(фунт)(кН)(фунт-сила)
РД-0410 ядерный ракетный двигатель[54][55]2,0004,40035.27,9001.8
J58 реактивный двигатель (SR-71 Блэкберд )[56][57]2,7226,00115034,0005.2
Роллс-Ройс / Snecma Olympus 593
турбореактивный с подогревом (Конкорд )[58]		3,1757,000169.238,0005.4
Пратт и Уитни F119[59]1,8003,9009120,5007. 95
РД-0750 ракетный двигатель, трехкомпонентный режим[60]4,62110,1881,413318,00031.2
РД-0146 ракетный двигатель[61]2605709822,00038.4
Rocketdyne RS-25 ракетный двигатель[62]3,1777,0042,278512,00073.1
РД-180 ракетный двигатель[63]5,39311,8904,152933,00078.5
РД-170 ракетный двигатель9,75021,5007,8871,773,00082. 5
F-1 (Сатурн V Начальная ступень)[64]8,39118,4997,740.51,740,10094.1
НК-33 ракетный двигатель[65]1,2222,6941,638368,000136.7
Мерлин 1D ракетный двигатель, тягач [66]4671,030825185,000180.1

Сравнение типов

Сравнение пропульсивной эффективности для различных конфигураций газотурбинных двигателей

Пропеллерные двигатели обрабатывают большие потоки воздуха и дают им меньшее ускорение, чем реактивные двигатели. Поскольку прирост воздушной скорости невелик, на высоких скоростях полета тяга, доступная для винтовых самолетов, мала. Однако на низких оборотах эти двигатели выигрывают от относительно высокого тяговая эффективность.

С другой стороны, турбореактивные двигатели ускоряют гораздо меньший массовый поток всасываемого воздуха и сжигаемого топлива, но затем отклоняют его на очень высокой скорости. Когда сопло де Лаваля используется для ускорения горячего выхлопа двигателя, скорость на выходе может быть локально сверхзвуковой. Турбореактивные двигатели особенно подходят для самолетов, летящих на очень высоких скоростях.

Турбореактивные двигатели имеют смешанный выхлоп, состоящий из перепускного воздуха и горячих продуктов сгорания из основного двигателя. Количество воздуха, проходящего в обход основного двигателя, по сравнению с количеством воздуха, поступающего в двигатель, определяет так называемый коэффициент двухконтурности турбовентиляторного двигателя (BPR).

В то время как турбореактивный двигатель использует всю мощность двигателя для создания тяги в виде горячей высокоскоростной струи выхлопных газов, холодный низкоскоростной байпасный воздух турбореактивного двигателя обеспечивает от 30% до 70% общей тяги, создаваемой системой турбореактивного двигателя. .[67]

Чистая тяга (FN), генерируемые ТРДД, также могут быть расширены как:[68]

FN=м˙еvчасе−м˙оvо+Bпр(м˙cvж){displaystyle F_ {N} = {dot {m}} _ {e} v_ {he} — {dot {m}} _ {o} v_ {o} + BPR, ({dot {m}} _ {c} v_ {f})}

куда:

ṁ е= массовая скорость потока выхлопных газов горячего сгорания из основного двигателя
ṁо= массовый расход воздуха на входе в ТРДД = ṁc + ṁж
ṁc= массовая скорость всасываемого воздуха, который поступает в основной двигатель
ṁж= массовая скорость всасываемого воздуха, который обходит основной двигатель
vж= скорость воздушного потока, обходящего основной двигатель
vон= скорость горячего выхлопного газа из основного двигателя
vо= скорость всасываемого воздуха = истинная воздушная скорость самолета
BPR= Коэффициент байпаса

Ракетные двигатели имеют чрезвычайно высокую скорость выхлопа и поэтому лучше всего подходят для высоких скоростей (гиперзвуковой ) и большие высоты. При любом заданном дросселе тяга и эффективность ракетного двигателя немного улучшаются с увеличением высоты (потому что противодавление падает, увеличивая, таким образом, чистую тягу в плоскости выхода сопла), тогда как с турбореактивным двигателем (или турбовентилятором) падает плотность воздуха попадание в воздухозаборник (и горячие газы, выходящие из сопла) приводит к уменьшению чистой тяги с увеличением высоты. Ракетные двигатели более эффективны, чем даже ГПВП со скоростью выше 15 Маха.[69]

Высота и скорость

За исключением ГПВП, реактивные двигатели, лишенные своих впускных систем, могут принимать воздух только с половиной скорости звука. Работа системы впуска для околозвуковых и сверхзвуковых самолетов заключается в замедлении движения воздуха и выполнении некоторой части сжатия.

Предел максимальной высоты для двигателей устанавливается по воспламеняемости — на очень большой высоте воздух становится слишком разреженным, чтобы гореть, или после сжатия слишком горячим. Для турбореактивных двигателей возможна высота около 40 км, а для ПВРД — 55 км. Теоретически ГПД может преодолевать 75 км.[70] У ракетных двигателей, конечно, нет верхнего предела.

На более скромных высотах лететь быстрее сжимает воздух в передней части двигателя, и это сильно нагревает воздух. Обычно считается, что верхний предел составляет около 5–8 Маха, так как выше около 5,5 Маха атмосферный азот имеет тенденцию вступать в реакцию из-за высоких температур на входе, и это потребляет значительную энергию. Исключением являются ГПВРД, которые могут развивать скорость около 15 Маха или более.[нужна цитата ] поскольку они избегают замедления полета, и у ракет снова нет определенного ограничения скорости.

Шум

Шум, производимый реактивным двигателем, имеет множество источников. К ним относятся, в случае газотурбинных двигателей, вентилятор, компрессор, камера сгорания, турбина и двигательные жиклеры.[71]

Выталкивающая струя производит струйный шум, который вызван сильным перемешиванием высокоскоростной струи с окружающим воздухом. В дозвуковом случае шум создается вихрями, а в сверхзвуковом — Волны Маха.[72] Звуковая мощность, излучаемая струей, изменяется в зависимости от скорости струи, увеличенной до восьмой степени для скоростей до 2000 футов / сек, и изменяется в зависимости от скорости в кубе выше 2000 футов / сек.[73] Таким образом, низкоскоростные выхлопные форсунки, испускаемые двигателями, такими как турбовентиляторы с большим байпасом, являются самыми тихими, тогда как самые быстрые форсунки, такие как ракеты, турбореактивные и прямоточные воздушные двигатели, являются самыми громкими. Для коммерческих реактивных самолетов шум реактивного двигателя снизился от турбореактивных через байпасные двигатели до турбореактивных двигателей в результате постепенного снижения скорости движущей струи. Например, JT8D, двухконтурный двигатель, имеет скорость реактивной струи 1450 футов / сек, тогда как JT9D, турбовентиляторный двигатель, имеет скорость реактивной струи 885 футов / сек (холодный) и 1190 футов / сек (горячий). [74]

Появление турбовентиляторного двигателя заменило характерный шум струи другим звуком, известным как шум «гудящей пилы». Причина — ударные волны, возникающие на лопастях сверхзвукового вентилятора при взлетной тяге.[75]

Охлаждение

Адекватный отвод тепла от рабочих частей реактивного двигателя имеет решающее значение для сохранения прочности материалов двигателя и обеспечения длительного срока службы двигателя.

После 2016 года продолжаются исследования по разработке транспирационное охлаждение техники к компонентам реактивного двигателя.[76]

Операция

Airbus A340-300 Электронный централизованный монитор самолета (ECAM) Отображать

В реактивном двигателе каждая основная вращающаяся секция обычно имеет отдельный датчик, предназначенный для контроля скорости его вращения. В зависимости от марки и модели реактивный двигатель может иметь N1 манометр, который контролирует секцию компрессора низкого давления и / или скорость вращения вентилятора в турбовентиляторных двигателях. Секция газогенератора может контролироваться N2 калибр, в то время как двигатели с тройным золотником могут иметь N3 калибр. Каждая секция двигателя вращается со скоростью несколько тысяч оборотов в минуту. Поэтому их манометры откалиброваны в процентах от номинальной скорости, а не фактических оборотов в минуту, для простоты отображения и интерпретации.[77]

Смотрите также

  • Воздушный турбореактивный
  • Балансировочная машина
  • Компоненты реактивных двигателей
  • Газовая турбина
  • Характеристики реактивного двигателя
  • Катер
  • Pulsejet
  • Двигатель реакции
  • Сопло ракетного двигателя
  • Ракетный газотурбинный двигатель
  • Движение космического корабля
  • Реверс тяги
  • Турбовентиляторный
  • Турбореактивный
  • Разработка турбореактивного двигателя в РАЭ
  • Турбовинтовой
  • Турбовальный
  • Двигатель с переменным циклом
  • Впрыск воды (двигатель)

Рекомендации

  1. ^ «Реактивный двигатель — безопасность авиации SKYbrary». «15 — Эксплуатация реактивного двигателя». Справочник по полетам на самолете (PDF). FAA. п. 3. ISBN  9781510712843. OCLC  992171581. Эта статья включаетматериалы общественного достояния с веб-сайтов или документов Федеральная авиационная администрация.

Библиография

  • Брукс, Дэвид С. (1997). Викинги в Ватерлоо: военные работы над реактивным двигателем Уиттла, выполненные компанией Rover. Rolls-Royce Heritage Trust. ISBN  978-1-872922-08-9.
  • Голли, Джон (1997). Genesis of Jet: Фрэнк Уиттл и изобретение реактивного двигателя. Crowood Press. ISBN  978-1-85310-860-0.
  • Хилл, Филипп; Петерсон, Карл (1992), Механика и термодинамика движения. (2-е изд.), Нью-Йорк: Addison-Wesley, ISBN  978-0-201-14659-2
  • Керреброк, Джек Л. (1992). Авиационные двигатели и газовые турбины (2-е изд.). Кембридж, Массачусетс: MIT Press. ISBN  978-0-262-11162-1.

внешняя ссылка

  • СМИ, связанные с Реактивные двигатели в Wikimedia Commons
  • Словарное определение реактивный двигатель в Викисловарь
  • СМИ о реактивных двигателях от Rolls-Royce
  • Статья How Stuff Works о работе газотурбинного двигателя
  • Влияние реактивного двигателя на аэрокосмическую промышленность
  • Обзор истории военных реактивных двигателей, Приложение B, стр. 97–120, в Приобретение военного реактивного двигателя (Rand Corp., 24 стр., PDF)
  • Базовое руководство по реактивному двигателю (QuickTime Video)
  • Статья о том, как работает механизм реакции

Реактивный двигатель. История реактивных двигателей. Виды реактивных двигателей.

 

Реактивные двигатели.

Реактивный двигатель — это устройство, конструкция которого позволяет получать реактивную тягу, посредством преобразования внутренней энергии запаса топлива в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела.

Рабочее тело объекта с большой скоростью истекает из реактивного двигателя, и, в соответствии с законом сохранения импульса, образуется реактивная сила, толкающая двигатель в противоположном направлении. Для разгона рабочего тела может использоваться как расширение газа, нагретого тем или иным способом до высокой температуры (тепловые реактивные двигатели), так и другие физические принципы, например, ускорение заряженных частиц в электростатическом поле (ионный двигатель).

Реактивный двигатель позволяет создавать тяговое усилие только за счёт взаимодействия реактивной струи с рабочим телом, без опоры или контакта с другими телами. В связи с этим, реактивный двигатель нашел широкое применение в авиации и космонавтике.

 

История реактивных двигателей.

Первыми реактивное движение научились использовать китайцы, ракеты с твердым топливом появились в Китае в X веке н. э. Такие ракеты применялись на Востоке, а затем в Европе для фейерверков, сигнализации, и как боевые.

 

Ракеты древнего Китая.

 

Важным этапом в развитии идеи реактивного движения была идея применения ракеты в качестве двигателя для летательного аппарата. Ее впервые сформулировал русский революционер-народоволец Н. И. Кибальчич, который в марте 1881 года, незадолго до казни, предложил схему летательного аппарата (ракетоплана) с использованием реактивной тяги от взрывных пороховых газов.

H. Е. Жуковский в работах «О реакции вытекающей и втекающей жидкости» (1880е годы) и «К теории судов, приводимых в движение силой реакции вытекающей воды» (1908 г.) впервые разработал основные вопросы теории реактивного двигателя.

Интересные работы по исследованию полета ракеты принадлежат также известному русскому ученому И. В. Мещерскому, в частности в области общей теории движения тел переменной массы.

В 1903 году К. Э. Циолковский в своей работе «Исследование мировых пространств реактивными приборами» дал теоретическое обоснование полета ракеты, а также принципиальную схему ракетного двигателя, предвосхищавшую многие принципиальные и конструктивные особенности современных жидкостноракетных двигателей (ЖРД). Так, Циолковский предусматривал применение для реактивного двигателя жидкого топлива и подачу его в двигатель специальными насосами. Управление полетом ракеты он предлагал осуществить посредством газовых рулей — специальных пластинок, помещаемых в струе вылетающих из сопла газов.

Особенность жидкостнореактивного двигателя в том, что в отличие от других реактивных двигателей он несет с собой вместе с топливом весь запас окислителя, а не забирает необходимый для сжигания горючего воздух, содержащий кислород, из атмосферы. Это единственный двигатель, который может быть применен для сверхвысотного полета вне земной атмосферы.

Первую в мире ракету с жидкостным ракетным двигателем создал и запустил 16 марта 1926 года американец Р. Годдард. Она весила около 5 килограммов, а ее длина достигала 3 м. Топливом в ракете Годдарда служили бензин и жидкий кислород. Полет этой ракеты продолжался 2,5 секунды, за которые она пролетела 56 м.

Систематические экспериментальные работы над этими двигателями начались в 1930-х годах.

Первые советские ЖРД были разработаны и созданы в 1930-1931 годах в ленинградской Газодинамической лаборатории (ГДЛ) под руководством будущего академика В. П. Глушко. Эта серия называлась ОРМ — опытный ракетный мотор. Глушко применил некоторые новинки, например охлаждение двигателя одним из компонентов топлива.

Параллельно разработка ракетных двигателей велась в Москве Группой изучения реактивного движения (ГИРД). Ее идейным вдохновителем был Ф. А. Цандер, а организатором — молодой С. П. Королев. Целью Королева была постройка нового ракетного аппарата — ракетоплана.

В 1933 году Ф. А. Цандер построил и успешно испытал ракетный двигатель ОР1, работавший на бензине и сжатом воздухе, а в 1932-1933 годах — двигатель ОР2, на бензине и жидком кислороде. Этот двигатель был спроектирован для установки на планере, который должен был совершить полет в качестве ракетоплана.

Развивая начатые работы, советские инженеры в последующем продолжали работать над созданием жидкостных реактивных двигателей. Всего с 1932 по 1941 год в СССР было разработано 118 конструкций жидкостных реактивных двигателей.

В Германии в 1931 году состоялись испытания ракет И. Винклера, Риделя и др.

Первый полет на самолетеракетоплане с жидкостнореактивным двигателем был совершен в Советском Союзе в феврале 1940 года. В качестве силовой установки самолета был применен ЖРД. В 1941 году под руководством советского конструктора В. Ф. Болховитинова был построен первый реактивный самолет — истребитель с жидкостноракетным двигателем. Его испытания были проведены в мае 1942 года летчиком Г. Я. Бахчиваджи. В это же время состоялся первый полет немецкого истребителя с таким двигателем.

В 1943 году в США провели испытания первого американского реактивного самолета, на котором был установлен жидкостнореактивный двигатель. В Германии в 1944 году были построены несколько истребителей с этими двигателями конструкции Мессершмитта.

Кроме того, ЖРД применялись на немецких ракетах Фау2, созданных под руководством В. фон Брауна.

В 1950-е годы жидкостноракетные двигатели устанавливались на баллистических ракетах, а затем на космических ракетах, искусственных спутниках, автоматических межпланетных станциях.

ЖРД состоит из камеры сгорания с соплом, турбонасосного агрегата, газогенератора или парогазогенератора, системы автоматики, органов регулирования, системы зажигания и вспомогательных агрегатов (теплообменники, смесители, приводы).

Идея воздушнореактивных двигателей (ВРД) не раз выдвигалась в разных странах. Наиболее важными и оригинальными работами в этом отношении являются исследования, проведенные в 1908-1913 годах французским ученым Рено Лореном, который и предложил ряд схем прямоточных воздушнореактивных двигателей (ПВРД). Эти двигатели используют в качестве окислителя атмосферный воздух, а сжатие воздуха в камере сгорания обеспечивается за счет динамического напора воздуха.

В мае 1939 года в СССР впервые состоялось испытание ракеты с ПВРД конструкции П. А. Меркулова. Это была двухступенчатая ракета (первая ступень — пороховая ракета) с взлетным весом 7,07 кг, причем вес топлива для второй ступени ПВРД составлял лишь 2 кг. При испытании ракета достигла высоты 2 км.

В 1939-1940 годах впервые в мире в Советском Союзе были проведены летние испытания воздушнореактивных двигателей, установленных в качестве дополнительных двигателей на самолете конструкции Н. П. Поликарпова. В 1942 году в Германии испытывались прямоточные воздушнореактивные двигатели конструкции Э. Зенгера.

Воздушнореактивный двигатель состоит из диффузора, в котором за счет кинетической энергии набегающего потока воздуха происходит сжатие воздуха. В камеру сгорания через форсунку впрыскивается топливо и происходит воспламенение смеси. Реактивная струя выходит через сопло.

Процесс работы ВРД непрерывен, поэтому в них отсутствует стартовая тяга. В связи с этим при скоростях полета меньше половины скорости звука воздушнореактивные двигатели не применяются. Наиболее эффективно применение ВРД на сверхзвуковых скоростях и больших высотах. Взлет самолета с воздушнореактивным двигателем происходит при помощи ракетных двигателей на твердом или жидком топливе.

Большее развитие получила другая группа воздушнореактивных двигателей – турбокомпрессорные двигатели. Они подразделяются на турбореактивные, в которых тяга создается струей газов, вытекающих из реактивного сопла, и турбовинтовые, в которых основная тяга создается воздушным винтом.

В 1909 году проект турбореактивного двигателя был разработан инженером Н. Герасимовым. В 1914 году лейтенант русского морского флота М. Н. Никольской сконструировал и построил модель турбовинтового авиационного двигателя. Рабочим телом для приведения в действие трехступенчатой турбины служили газообразные продукты сгорания смеси скипидара и азотной кислоты. Турбина работала не только на воздушный винт: отходящие газообразные продукты сгорания, направленные в хвостовое (реактивное) сопло, создавали реактивную тягу дополнительно к силе тяги винта.

В 1924 году В. И. Базаров разработал конструкцию авиационного турбокомпрессорного реактивного двигателя, состоявшую из трех элементов: камеры сгорания, газовой турбины, компрессора. Поток сжатого воздуха здесь впервые делился на две ветви: меньшая часть шла в камеру сгорания (к горелке), а большая подмешивалась к рабочим газам для понижения их температуры перед турбиной. Тем самым обеспечивалась сохранность лопаток турбины. Мощность многоступенчатой турбины расходовалась на привод центробежного компрессора самого двигателя и отчасти на вращение воздушного винта. Дополнительно к винту тяга создавалась за счет реакции струи газов, пропускаемых через хвостовое сопло.

В 1939 году на Кировском заводе в Ленинграде началась постройка турбореактивных двигателей конструкции А. М. Люльки. Его испытаниям помешала война.

В 1941 году в Англии был впервые осуществлен полет на экспериментальном самолете истребителе, оснащенном турбореактивным двигателем конструкции Ф. Уиттла. На нем был установлен двигатель с газовой турбиной, которая приводила в действие центробежный компрессор, подающий воздух в камеру сгорания. Продукты сгорания использовались для создания реактивной тяги.

К концу Второй мировой войны стало ясно, что дальнейшее эффективное развитие авиации возможно только при внедрении двигателей, использующих принципы реактивной тяги полностью или частично.

Первые самолеты с реактивными двигателями были создавались в фашисткой Германии, Великобритании, США и СССР.

В СССР первый проект истребителя, с ВРД разработанным А. М. Люлькой, в был предложен в марте 1943 года начальником ОКБ-301 М. И. Гудковым. Самолёт назывался Гу-ВРД. Проект был отвергнут экспертами, в связи с неверием в актуальность и преимущества ВРД в сравнении с поршневыми авиадвигателями.

Немецкие конструкторы и учёные, работавшие в этой и смежных областях (ракетостроение), оказались в более выгодном положении. Третий рейх планировал войну, и выиграть её рассчитывал за счёт технического превосходства в вооружениях. Поэтому в Германии новые разработки, которые могли усилить армию, в области авиации и ракетной техники субсидировались более щедро, чем в других странах.

Первый самолёт, оснащенный турбореактивным двигателем (ТРД) HeS 3 конструкции фон Охайна, — был самолет He 178 (фирма Хейнкель Германия). Произошло это 27 августа 1939 года. Этот самолёт превосходил по скорости (700 км/ч) поршневые истребители своего времени, максимальная скорость которых не превышала 650 км/ч, но при этом был менее экономичен, и вследствие этого имел меньший радиус действия. К тому же у него были большие скорости взлёта и посадки, по сравнению с поршневыми самолётами, из-за чего ему требовалась более длинная взлётно-посадочная полоса с качественным покрытием.

Работы по этой тематике продолжались практически до конца войны, когда Третий рейх, утратив своё былое преимущество в воздухе, предпринял безуспешную попытку восстановить его за счёт поставки для военной авиации реактивных самолетов.

С августа 1944 года начал серийно выпускаться реактивный истребитель-бомбардировщик Мессершмитт Me.262, оборудованного двумя турбореактивными двигателями Jumo-004 производства фирмы Юнкерс. Самолет Мессершмитт Me.262 значительно превосходил всех своих «современников» по скорости и скороподъёмности.

С ноября 1944 года начал выпускаться ещё и первый реактивный бомбардировщик Arado Ar 234 Blitz с теми же двигателями.

Единственным реактивным самолётом союзников по антигитлеровской коалиции, формально принимавшим участие во Второй мировой войне, был «Глостер Метеор» (Великобритания) с ТРД Rolls-Royce Derwent 8 конструкции Ф. Уиттла.

После войны во всех странах, имевших авиационную промышленность, начинаются интенсивные разработки в области воздушно-реактивных двигателей. Реактивное двигателестроение открыло новые возможности в авиации: полёты на скоростях, превышающих скорость звука, и создание самолётов с грузоподъёмностью, многократно превышающей грузоподъёмность поршневых самолётов, как следствие более высокой удельной мощности газотурбинных двигателей в сравнении с поршневыми.

Первым отечественным серийным реактивным самолётом был истребитель Як-15 (1946 год), разработанный в рекордные сроки на базе планера Як-3 и адаптации трофейного двигателя Jumo-004, выполненной в моторостроительном конструкторском бюро В. Я. Климова.

А уже через год прошёл государственные испытания первый, полностью оригинальный, отечественный турбореактивный двигатель ТР-1, разработанный в КБ А. М. Люльки. Такие быстрые темпы освоения совершенно новой сферы двигателестроения имеют объяснение: группа А. М. Люльки занималась этой проблематикой ещё с довоенных времён, но «зелёный свет» этим разработкам был дан, только когда руководство страны вдруг обнаружило отставание СССР в этой области.

Первым отечественным реактивным пассажирским авиалайнером был Ту-104 (1955 год), оборудованный двумя турбореактивными двигателями РД-3М-500 (АМ-3М-500), разработанными в КБ А. А. Микулина. К этому времени СССР был уже в числе мировых лидеров в области авиационного моторостроения.

Изобретенный в 1913 году прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), так же начал активно совершенствоваться. Начиная с 1950-х годов в США было создан ряд экспериментальных самолётов и серийных крылатых ракет разного назначения с этим типом двигателя.

Обладая рядом недостатков для использования на пилотируемых самолётах (нулевая тяга на месте, низкая эффективность на малых скоростях полёта), ПВРД стал предпочтительным типом ВРД для беспилотных одноразовых снарядов и крылатых ракет, благодаря своей простоте, а, следовательно, дешевизне и надёжности.

В турбореактивном двигателе (ТРД) воздух, поступающий при полете, сжимается сначала в воздухозаборнике, а затем в турбокомпрессоре. Сжатый воздух подается в камеру сгорания, куда впрыскивается жидкое топливо (чаще всего – авиационный керосин). Частичное расширение газов, образовавшихся при сгорании, происходит в турбине, вращающей компрессор, а окончательное – в реактивном сопле. Между турбиной и реактивным двигателем может быть установлена форсажная камера, предназначенная для дополнительного сгорания топлива.

Сейчас турбореактивными двигателями (ТРД) оснащено большинство военных и гражданских самолетов, а также некоторые вертолеты.

В турбовинтовом двигателе основная тяга создается воздушным винтом, а дополнительная (около 10 %) — струей газов, вытекающих из реактивного сопла. Принцип действия турбовинтового двигателя схож с турбореактивным (ТР), с той разницей, что турбина вращает не только компрессор, но и воздушный винт. Эти двигатели применяются в дозвуковых самолетах и вертолетах, а также для движения быстроходных судов и автомобилей.

Наиболее ранние реактивные твердотопливные двигатели (РТТД) использовались в боевых ракетах. Их широкое применение началось в XIX веке, когда во многих армиях появились ракетные части. В конце XIX века были созданы первые бездымные пороха, с более устойчивым горением и большей работоспособностью.

В 1920-1930 годы велись работы по созданию реактивного оружия. Это привело к появлению реактивных минометов — «катюш» в Советском Союзе, шестиствольных реактивных минометов в Германии.

Получение новых видов пороха позволило применять реактивные твердотопливные двигатели в боевых ракетах, включая баллистические. Кроме этого они применяются в авиации и космонавтике как двигатели первых ступеней ракетоносителей, стартовые двигатели для самолетов с прямоточными воздушнореактивными двигателями и тормозные двигатели космических аппаратов.

Реактивный твердотопливный двигатель (РТТЖ) состоит из корпуса (камеры сгорания), в котором находится весь запас топлива и реактивного сопла. Корпус выполняется из стали или стеклопластика. Сопло — из графита, либо тугоплавких сплавов. Зажигание топлива производится воспламенительным устройством. Регулирование тяги может производиться изменением поверхности горения заряда или площади критического сечения сопла, а также впрыскиванием в камеру сгорания жидкости. Направление тяги может меняться газовыми рулями, отклоняющейся насадкой (дефлектором), вспомогательными управляющими двигателями и т. п.

Реактивные твердотопливные двигатели очень надежны, не требуют сложного обслуживания, могут долго храниться, и постоянно готовы к запуску.

 

Виды реактивных двигателей.

В наше время  реактивные двигатели самых разных конструкций используются достаточно широко.

Реактивные двигатели можно разделить на две категории: ракетные реактивные двигатели и воздушно-реактивные двигатели.

В категории ракетные реактивные двигатели существуют двигатели двух видов:

— Твердотопливный ракетный двигатель (РДТТ) — ракетный двигатель твёрдого топлива — двигатель, работающий на твердом горючем, наиболее часто используется в ракетной артиллерии и значительно реже в космонавтике. Является старейшим из тепловых двигателей.

— Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) — химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно-, двух- и трёхкомпонентные ЖРД.

В категории воздушно-реактивные двигатели имеются двигатели следующих видов:

— прямоточный воздушно-реактивный;

— пульсирующий воздушно-реактивный;

— турбореактивный;

— турбовинтовой.

 

Современные реактивные двигатели.

 

На фотографии самолетный реактивный двигатель во время испытаний.

 

На фотографии процесс сборки ракетных двигателей.

 

 

 

Реактивные двигатели. История реактивных двигателей. Виды реактивных двигателей.

Женский сайт: Я-самая-красивая.рф (www.i-kiss. ru)

Реактивный двигатель. Me 262 последняя надежда Люфтваффе Часть 1

Реактивный двигатель

Это может показаться парадоксом, но концепция силовой установки, способной поднять машину в воздух и двигать ее вперед с помощью реактивной силы горячего газа, много старше собственно самолета. Первооткрывателем идеи реактивного движения надо считать Герона, жившего за 150 лет до нашей эры. Он построил металлический шар с двумя выступающими трубками, выхлопные отверстия которых были направлены в противоположные стороны. После наполнения водой шар подогревался. Через некоторое время вода закипала, и шар начинал вращаться под реактивным действием струи пара, выходящего через трубки. Самый первый проект, который можно считать пра-прототипом газовой турбины, датируется 1791 г. Его автором был Джон Барбер. В 1863 г. во Франции появился проект аппарата, названного своим автором, Жаном Делувриером (Delouvrier; в некоторых источниках — Charles de Louvrie), членом Академии наук в Париже, «аэронефом» (aeronave). Передвигаться он должен был с помощью реактивного «мотора», а активным агентом служил водяной пар. Следующий изобретатель реактивной турбины происходил из Швеции — Патрик де Лаваль. На его идеи впоследствии опирались французы, братья Арменго (Armengaud), которые около 1900 г. построили в Париже подобную турбину. Первым конструктором, который смог контролировать процесс сгорания в камере своей турбины, а следовательно — и ее тягу, был немец — Ганс Хольцварт. Его устройство имело несколько клапанов, позволяющих регулировать давление внутри камеры сгорания.


Общей чертой всех упомянутых конструкций была их полная непрактичность. Это были стационарные аппараты, часто просто лабораторные образцы, и говорить об их практическом применении было просто нереально.

Первые годы развития авиации также характеризовались рядом изобретений, с помощью которых не слишком удачно пытались решить проблемы реактивного привода. В 1908 г. снова дали о себе знать французы, а конкретно конструктор по имени Караводен (Caravodine). Он построил первый пульсирующий двигатель. Через несколько десятков лет такими двигателями были оснащены падающие на Лондон летающие бомбы Фау-1 (V-1, Fieseler Fi-103). Другой француз — Марконье (Marconnet) — спустя год после своего коллеги предложил двигатель с компрессором, приводимым в действие внешним приводом. Это была идея, которую можно считать переломной — основные элементы реактивного двигателя уже существовали. Однако в это время винт начинал свою успешную карьеру, и оба пионера остались только в памяти историков.

Все же изобретательская мысль продолжала действовать. В 1910 г. француз румынского происхождения Анри Коанда, не тратя время на раз работку тяжелых лабораторных устройств, сразу построил самолет, приводимый в движение винтом, размещенным в туннельном кожухе. Он обеспечивал большую тягу, чем обычный винт. Коанда продемонстрировал свой аппарат на авиасалоне в Париже в октябре 1910 г., а 10 декабря выполнил на нем попытку взлететь. К сожалению, машина разбилась, а сам конструктор получил тяжелые ранения.

Следующий шаг вперед сделали снова французы. В 1916 г. Огюст Рато (Rateau) сконструировал турбокомпрессор к авиационным двигателям, приводимый в действие энергией выхлопных газов. Его изобретение быстро вызвало интерес в США. Стэнли Мосс в 1918 г. получил на двигателе «Либерти» с компрессором мощность 366 л.с. на высоте, где «нормальный» мотор развивал только 230 л.с.! Пальма первенства в разработке первой конструкции авиамотора, обладающего всеми элементами полноценного реактивного двигателя, принадлежит опять-таки французам. В 1921 г. Максим Гийом (Guillaume) запатентовал проект двигателя, снабженного камерой сгорания, компрессором и турбиной, приводимой в движение выхлопными газами. Однако ему не удалось даже никого заинтересовать этой идеей. Поршневые моторы пока еще удовлетворяли всем требованиям, и отсутствовала потребность в рискованных предложениях какого-то конструктора.

Me 262 V5 (PC+UE), W.Nv. 262000005 с неубирающимся трехстоечным шасси.

Тот же самолет с ракетными стартовыми ускорителями Borsig RI-502, июнь 1943 г.

Таким образом, во втором десятилетии XX века во Франции были разработаны, а зачастую и запатентованы решения, которые потом будут признаны новаторскими и необычайно смелыми. Стоит также вспомнить о ракетном двигателе, как о специфической разновидности реактивного привода. Такие разработки проводились в то время в Германии. 11 июня 1928 г. Фриц Стамер первый раз в истории техники летел на аппарате с ракетным приводом. Планер конструкции профессора Александра Липпиша (Lippisch) назывался «Ente» («Утка») и был оснащен двигателем на твердом топливе конструкции инженера Зандера (Sander). Полет «Ente» трудно, собственно, назвать пилотируемым в полном смысле этого слова. Пилот никак не мог влиять ни на двигатель, ни на поведение самолета в воздухе. Моментом, когда он получал контроль над машиной, был период планирующего полета — перед включением двигателя и после исчерпания запаса его топлива. Между ними был только стремительный набор скорости. Недостатками ракетного двигателя как силовой установки для самолета были короткое время работы и требующее особой заботы топливо. Двигатель на твердом топливе давал большую тягу на малое время, причем его невозможно было регулировать, что исключало его применение на самолетах. В свою очередь жидкое ракетное топливо вынуждает усложнять схему двигателя и ставит высокие требования к конструкционным материалам, в том числе и топливных баков. В этом могли убедиться пилоты ракетных Me-163 Komet, для которых вероятность взрыва горючего или только его протечки (его составляющие были очень агрессивными веществами) представляла несравненно более реальную угрозу, чем истребители союзников.

В межвоенные годы не дремали и англичане. В 1930 г. Фрэнк Уиттл (Whittle) получил патент N 347206 на реактивный двигатель с компрессором и осевой турбиной, камерой сгорания и круглым соплом.

Как видно, идеи «безвинтового» самолетного привода не были заброшены. Однако господство испытанных и постоянно усовершенствуемых машин с поршневыми моторами было безраздельным. Реактивный двигатель рассматривался как игрушка, не имеющая практического значения. Попытку изменить такое положение дел предпринял в середине тридцатых годов итальянец Алессандро Вольта. В период с 30 сентября по 6 октября 1935 г. он даже организовал целую конференцию (так называемый «Конгресс Вольта»), посвященную проблеме создания… сверхзвуковых (!) самолетов. Одним из выступавших был профессор Адольф Буземанн, который представил стреловидные крылья, как лучше отвечающие полету на больших скоростях. Едва участники конференции успели разъехаться по домам, как молодой ученый из Геттингенского университета Ганс Иоахим Пабст фон Охайн (Ohain) 10 ноября 1935 г. запатентовал (патент N 317/38) разработанный им еще ранее реактивный двигатель. Следующий год был занят его постройкой и испытаниями. Первоначально все делалось в различных случайных помещениях, выступавших в роли лабораторий. Счастье усмехнулось Охайну в апреле 1936 г., когда его пригласил к сотрудничеству и предложил все необходимые средства Эрнст Хейнкель.

В марте 1937 г. группа Охайна представила опытный экземпляр двигателя HeS 2A с тягой 1,33 кН, который уже мог получить практическое применение. Хейнкель распорядился интенсифицировать работы и гарантировал всяческое содействие. Подобный мотор начала разрабатывать и фирма БМВ (BMW GmbH). Успехи Охайна привели к тому, что Хейнкель приступил к подготовке строительства опытного самолета, на который можно было установить реактивный двигатель. В это же время Хейнкель встретился с Вернером фон Брауном, проводившим в Пенемюнде исследования жидкотопливных ракет. Плодом их совместной работы стал вышеупомянутый экспериментальный Не 112 (существовало несколько таких машин; одним из них был Не 112 V3, другими прототипами из серии А-0 — V4, V7, V8). Сам Хейнкель вскоре построил ракетный Не 176 и первый в истории действительно летающий реактивный самолет — одноместный Не 178, оснащенный двигателем HeS 3В с тягой 5,1 кн. Первый исторический полет состоялся в пять утра в воскресенье 27 августа 1939 г. Пилотом, который поднял самолет с аэродрома Росток-Мариенэхе, был Эрих Варзиц.

Me 262 V7 (VI+AB) после катастрофы во время семнадцатого полета 21 февраля 1944 г. Этот прототип имеет еще фонарь пилотской кабины старого образца.

Техосмотр двигателя Jumo 004 А на прототипе Me 262 V3.

Министерство авиации (Reichsluftfahrt Mmisterium — RLM) уже ранее начало оценивать потенциальную пользу, которую могла бы принести разработка боевого самолета с реактивным двигателем. Фирма Хейнкеля находилась в привилегированном положении, обладая пальмой первенства в постройке таких машин. В её конструкторских бюро одновременно работали и над планером, и над двигателем. Поэтому нет ничего удивительного в том, что Не 280 опередил конкурентов и 2 апреля 1941 г. совершил первый полет (с двигателем HeS 8A тягой 5,96 кН). Его испытания продемонстрировали как достоинства (например, большую скорость), так и довольно много недостатков — в частности, при скорости порядка 800 км/час двойное вертикальное оперение начинало опасно вибрировать. Устранение таких недостатков требовало много времени и денег. Но существовала еще одна фирма, которая почти одновременно разрабатывала подобный самолет — Messerschmitt AG.


Me 262 V6 (W.Nr. 130001, VI+AA) — первый экземпляр с трехстоечным шасси с передним колесом, убираемым в полете.

Реактивный бомбардировщик на базе серийного Ту-2

Реактивный бомбардировщик на базе серийного Ту-2
Реактивные двигатели впервые установили на Ту-2 в 1946 году. На серийный Ту-2 «22/46» выпуска завода № 23 поставили двигатель РД-20. Машина использовалась в качестве летающей лаборатории. Когда в перспективности идеи

Первый реактивный истребитель

Первый реактивный истребитель
Об этом Вилли Мессершмитт узнал совершенно случайно. Еще была зима наступившего 1938 года. В Министерстве авиации в Берлине проходило совещание по запуску в серию его двухмоторного истребителя. В перерыве он вышел в коридор покурить. Там уже

Тяжелый реактивный бомбардировщик Но-18

Тяжелый реактивный бомбардировщик Но-18
По окончании войны в руки союзников попала конструкторская документация на дальний тяжелый реактивный бомбардировщик фирмы “Хортон” Но-18. Самолет был выполнен по схеме “бесхвостка”, которая обладает существенным преимуществом

Первый чехословацкий реактивный самолет

Первый чехословацкий реактивный самолет
Было 27 августа 1946 года. Чехос­ловацкий пилот испытатель Антонин Краус запустил реактивные двигатели первого послевоенного чехословацко­го реактивного самолета. Так в то вре­мя и еще долгое время спустя, писала. о нем пресса

Двигатель Me 163

Двигатель Me 163
Работы по созданию ракетных двигателей сначала на твердом, а затем и на жидком топливе начались в Германии еще в 20-х годах XX века. Газовые турбины профессора Гельмута Вальтера выпускались с 30-х годов на его заводе в Киле. С 35-го года Вальтер изучал двигатели с

Первый реактивный бомбардировщик Ильюшина

Первый реактивный бомбардировщик Ильюшина
После реорганизации наркоматов в министерства в 1946 году вместо репрессированного А. И. Шахурина авиационную промышленность возглавил М. В. Хруничев, начавший свою деятельность с реформ. В начале 1946 года прекратили работы по

Двигатель

Двигатель
На самолетах Р-40, Р-40А, Р-40В и Р-4 °C стоял 12-цилиндровый V-образный рядный двигатель жидкостного охлаждения Allison V-1710-33(C15) с односкоростным одноступенчатым наддувом. Стартовая мощность двигателя 1040 л.с./777 кВт при 2800 об./мин. Рабочая мощность на высоте 4600 м 960 л.с./716

150-мм реактивный миномет «Небельверфер» 41

150-мм реактивный миномет «Небельверфер» 41
Версальский договор запрещал Германии иметь современные виды вооружения, однако с течением времени проявились и его недостатки. Например, в статьях договора не было речи о ракетных системах, и немцы уже в начале 30-х годов без

20-см реактивный миномет «тип 4»

20-см реактивный миномет «тип 4»
Хотя императорская Япония накануне Второй мировой войны отставала от европейских государств по уровню развития традиционных видов вооружения, в ходе последующих сражений она во многом сумела наверстать упущенное благодаря технической

Реактивный Китай

Реактивный Китай
 На данный момент обладателем самой мощной РСЗО в мире является Китай. Принятая на вооружение в 2004 году 425-мм WS-2D (шесть направляющих) разработки компании Sichuan Aerospace Industries бьет на 200 километров. Этого, кстати, достаточно, чтобы накрыть побережье Тайваня.

Первый и последний реактивный сельскохозяйственный самолет М-15

Первый и последний реактивный сельскохозяйственный самолет М-15
Владислав МАРТИАНОВ Краснодар Игорь СЕИДОВ Майкоп60-е годы стали для большинства советских людей Эпохой Великой Мечты. Прорыв в космос давал право надеяться, что и в других областях СССР также легко обойдет

Як-40 — реактивный первенец местных авиалиний

Як-40 — реактивный первенец местных авиалиний
Сергей Комиссаров/ МоскваЗамысел и проектированиеНачало разработки реактивного пассажирского самолета Як-40 обычно относят к 1965 г, когда ОКБ-115 А.С. Яковлева приступило к проектированию этой машины в ее окончательном виде.

Плагин JetEngine для Elementor | Crocoblock

  • Structure

  • Listings

  • Relations

  • Query Builder

  • Tables

  • Charts

  • Profile Builder

  • REST API

  • Buy from $43

Создание динамической структуры веб-сайта

Набор инструментов, позволяющий быстро и экономично создавать динамическую архитектуру.

Пользовательская публикация типа

Структура Структура сайта

Пользовательский содержимый тип

Сохранить метаданные до одной таблицы

Таксономия

Группа Пост типы

Meta Fields

Add Metadata to Post Types

Meta Fields

Add Metadata to Post Types

Meta Fields

Add Metadata к Post 9005

Meta Fields

Add Metadata to

Создать хранилище настраиваемых полей

Страница параметров

Собрать все параметры в одном месте

Разработка элементов списка

Изучить макеты сетки списка

Вводы

Ползунок

Календарь

Карусель

Изучение динамических функций

Динамическая функция

Динамическое вычисление общих/максимальных значений на странице, минимальные и максимальные значения, отображение значений поля и их демонстрация.

Динамический тег

Извлечение данных из метаполей и использование виджетов для отображения количества сообщений, среднего рейтинга отзывов, цен на бронирование товаров и т. д. .

Условная логика

Установите правила динамической видимости для отображения/скрытия определенных метаполей во внешнем интерфейсе.

Макросы

Вызов определенных функций и отображение запрошенных данных в сетке списка, списках карт и расширенном календаре.

Глоссарий

Возможность создания набора метаданных и использования его в качестве источника для параметров в CPT, форме и фильтре.

Функциональность, связанная с данными о поведении пользователя

Геолокация пользователя

Создайте пользовательский запрос и выведите данные поста/термина/пользователя/CCT, наиболее близкие к геолокации пользователя на карте.

Хранилище данных

Хранилище личных данных для каждого конечного пользователя, в котором хранятся коллекции сообщений, такие как списки желаний, избранное, лайки.

Динамическая видимость

Установка ограничений видимости для элементов веб-страницы
на основе значений метаполей, пользовательских данных и других правил.

Пользователи, термины и отношения сообщений

Подключение различных данных WordPress

и связанные с запросом элементы

Взаимосвязывайте различные сообщения CPT и CCT, элементы таксономии и пользователей в одном месте. Выберите один из трех типов отношений: один к одному, один ко многим, многие ко многим.

Создание иерархических отношений сообщений

Назначение отношения к элементам через форму

Добавление и отображение настраиваемых метаполей отношений

Фильтрация сообщений по их связанным элементам

Сортировка элементов по динамическим макросам в Query Builder

Добавление редактировать связанные элементы прямо в области редактирования поста

Исследуйте функцию

Конструктор запросов.

Согласованный подход к базе данных

Один интерфейс

для всех типов запросов

Создавайте сложные настраиваемые списки запросов, которые можно комбинировать на серверной части и использовать для запроса любых данных, разделов и фильтров на интерфейсе.

Выберите данные из пользовательских таблиц и объедините их в одну выборку. Показать и скрыть элементы, столбцы и разделы, если запрос не пустой.

Данные, которые вы можете запросить:

Построитель таблиц и диаграмм

Структурируйте свои данные

в каталогизированном виде

Создавайте как простые, так и сложные таблицы динамических данных
, демонстрирующие что-либо из каталога членов и базы данных резиденций
до архивов электронных книг.

Отображение элементов CPT и CCT, терминов, пользователей и комментариев

Демонстрация продуктов WooCommerce

Включение горизонтальной прокрутки для массивных таблиц

Предварительный просмотр таблиц с панели управления

Вывод данных таблицы SQL и содержимого REST API

Добавление интеллектуальных фильтров к готовым таблицам

Инструмент визуализации

для динамического содержимого

Представление статистики или аналитических данных в виде диаграмм путем вывода
числовых значений. Выберите нужный тип диаграммы из 12 доступных или
добавьте самостоятельно с кодом JSON.

Встраивание Google Charts с помощью пользовательского кода JSON

Отображение данных из элементов CCT, терминов, пользователей, комментариев, таблиц SQL

Вывод отсортированных данных и содержимого REST API

Предварительный просмотр диаграмм на информационной панели

Добавление легенды диаграммы и элементов диаграммы с накоплением

Добавление интеллектуальных фильтров к готовым диаграммам

Конструктор профилей. Power Beyond Imaginary

Динамический профиль пользователя

Создайте редактируемый пользователем профиль с гибким количеством страниц учетной записи. Настройте шаблоны и списки JetEngine, установите различные параметры конфиденциальности для страниц учетных записей пользователей и т. д.

Виджет «Меню профиля»

Вставьте виджет «Меню профиля» в шаблон страницы учетной записи пользователя и выберите между сверхбыстрым AJAX или методом перезагрузки.

Отправка постов через интерфейс

Разрешить зарегистрированным пользователям добавлять новые посты на сайт через простые, понятные и удобные формы.

Модуль динамической видимости

Вы можете установить условия видимости для содержимого сайта и определить, какие страницы будут видны тем или иным ролям пользователей.

REST API. Расширенный контроль над большими данными с помощью RESTful API

Управление конечными точками REST API

Зарегистрируйте пользовательские точки входа, которые позволяют удаленно получать, создавать и удалять любые элементы пользовательского типа контента на веб-сайте.

Списки REST API

Запросите данные о товарах CCT через стороннюю точку входа
и отобразите их в виде обычной таблицы списков на нужном веб-сайте.

Уведомления REST API

Интегрируйте формы JetEngine и буквально любой API напрямую и получите возможность отправлять отправленные данные формы на указанный URL конечной точки.

Просмотреть живые демонстрации на базе JetEngine

Магазин WooCommerce

Недвижимость

Прием у врача

Гранд-отель

Аренда на время отпуска

Магазин WooCommerce

Разработка специализированного интернет-магазина для рекламы и продажи модных товаров.

Ядро:

Посмотреть демо

Недвижимость

Разместите разрозненные объявления о продаже и аренде недвижимости на одном сайте.

Основная часть:
  • Один агент и страницы каталога
  • Страницы недвижимости одиночные и каталогические страницы
  • Усовершенствованные фильтры
  • Строитель профилей
  • Дополнительные поставщики
  • Dynamic Repeater Groups
  • Dynamic Repeater Groups
  • Dynamic Repeater.

    Сердцевина:
    • Докторская страница и страницы каталога
    • Отдельная страница и страницы каталога
    • Функция записи на прием
    • Многоэтапные формы бронирования
    • Интеграция WooCommerce

    Посмотреть демоверсию

    Гранд-отель

    Сделайте возможным бронирование проживания в грандиозном отеле.

    Ядро:
    • Отдельный номер и страницы каталога
    • Инструменты фильтрации
    • Функциональность бронирования
    • Многоэтапные формы бронирования
    • 0163
    • Интеграция с WooCommerce

    Посмотреть демо

    Аренда на время отпуска

    Разработайте полностью адаптивный веб-сайт для туристического агентства по бронированию.

    Ядро:
    • Страницы по одному и каталогам
    • ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ ФИЛЬТРА
    • Profiled Builder
    • Функция забронирования
    • Функция забронирования
    • .0039

      JetEngine полностью совместим с Elementor PRO, ACF, WooCommerce, Pods, пользовательским интерфейсом CPT, RankMath и Yoast
      , чтобы любой проект работал так, как нужно.

      JetEngine для Gutenberg

      Плагин JetEngine теперь совместим с Gutenberg, поэтому вы можете создавать динамические списки в редакторе блоков.

      Узнать больше

      Откройте для себя 17 виджетов Elementor Dynamic

      JetEngine и альтернативы

      Сравните целостную функциональность Crocoblock dynamic
      контента конкурентам по функциям.

      Узнайте больше

      Выберите подписку

      30 дней гарантии возврата денег

      • 17 Виджетов включали
      • Плагин Jetengine
      • 1-летний продукт обновления продукта
      • 1-летие Zoom и чат.
        • 150 виджетов в комплекте
        • 20 JetPlugins
        • 1 год обновлений продуктов
        • 1 год поддержки Zoom & Chat

        Перейти к ценам

        Для получения более подробной информации о подписке перейдите на страницу цен

        Посмотрите учебные пособия по JetEngine от А до Я

        Просмотреть все

        реактивный двигатель | инжиниринг | Британика

        реактивный двигатель

        Посмотреть все СМИ

        Ключевые люди:
        сэр Фрэнк Уиттл
        Ганс Иоахим Пабст фон Охайн
        Лоуренс Дейл Белл
        Связанные темы:
        турбореактивный
        прямоточный воздушно-реактивный двигатель
        турбореактивный двигатель
        движитель
        эффективная скорость выхлопа

        Просмотреть весь связанный контент →

        Резюме

        Прочтите краткий обзор этой темы

        реактивный двигатель , любой из класса двигателей внутреннего сгорания, которые приводят в движение самолет посредством выброса назад струи жидкости, обычно горячих выхлопных газов, образующихся при сжигании топлива с воздухом, всасываемым из атмосферы.

        Общие характеристики

        Первичным двигателем практически всех реактивных двигателей является газовая турбина. Газовая турбина, которую по-разному называют активной зоной, генератором газа, газификатором или генератором газа, преобразует энергию, полученную в результате сгорания жидкого углеводородного топлива, в механическую энергию в виде потока воздуха с высоким давлением и высокой температурой. Затем эта энергия используется тем, что называется движителем (например, пропеллером самолета и винтом вертолета), для создания тяги, с помощью которой самолет движется.

        Принцип работы

        Газовая турбина работает по циклу Брайтона, в котором рабочим телом является непрерывный поток воздуха, подаваемого на вход двигателя. Сначала воздух сжимается турбокомпрессором до степени сжатия, обычно в 10-40 раз превышающей давление входного воздушного потока (как показано на рисунке 1). Затем он поступает в камеру сгорания, где вводится устойчивый поток углеводородного топлива в виде распыленных капель жидкости и пара или того и другого и сгорает при приблизительно постоянном давлении. Это приводит к непрерывному потоку продуктов сгорания под высоким давлением, средняя температура которых обычно составляет от 9от 80 до 1540 °C или выше. Этот поток газов проходит через турбину, которая соединена валом крутящего момента с компрессором и извлекает энергию из газового потока для приведения в действие компрессора. Поскольку к рабочему телу подводится тепло под высоким давлением, газовый поток, выходящий из газогенератора после расширения через турбину, содержит значительное количество избыточной энергии, т. температура и высокая скорость, которые можно использовать для движения.

        Теплота, выделяемая при сжигании обычного топлива для реактивных двигателей в воздухе, составляет примерно 43 370 килоджоулей на килограмм (18 650 британских тепловых единиц на фунт) топлива. Если бы этот процесс был эффективен на 100 процентов, он тогда производил бы мощность газа на каждую единицу расхода топлива в размере 7,45 лошадиных сил/(фунтов в час) или 12 киловатт/(кг в час). На самом деле, некоторые практические термодинамические ограничения, которые являются функцией пиковой температуры газа, достигаемой в цикле, ограничивают эффективность процесса примерно до 40 процентов от этого идеального значения. Пиковое давление, достигаемое в цикле, также влияет на эффективность выработки энергии. Это означает, что нижний предел удельного расхода топлива (SFC) для двигателя, производящего газ, составляет 0,336 (фунт в час)/лошадиная сила или 0,207 (кг в час)/киловатт. На практике SFC даже выше этого нижнего предела из-за неэффективности, потерь и утечек в отдельных компонентах первичного двигателя.

        Викторина «Британника»

        Изобретатели и изобретения

        Наши первые человеческие предки изобрели колесо, но кто изобрел шарикоподшипник, уменьшающий трение при вращении? Пусть крутятся колеса в вашей голове, проверяя свои знания об изобретателях и их изобретениях в этой викторине.

        Поскольку вес и объем имеют первостепенное значение в общей конструкции самолета и поскольку силовая установка составляет значительную долю от общего веса и объема любого самолета, эти параметры должны быть сведены к минимуму в конструкции двигателя. Воздушный поток, проходящий через двигатель, является репрезентативной мерой площади поперечного сечения двигателя и, следовательно, его веса и объема. Поэтому важным показателем качества первичного двигателя является его удельная мощность — количество энергии, которое он вырабатывает на единицу воздушного потока. Эта величина очень сильно зависит от пиковой температуры газа в активной зоне на выходе из камеры сгорания. Современные двигатели генерируют от 150 до 250 лошадиных сил/(фунт в секунду), или от 247 до 411 киловатт/(кг в секунду).

        Движитель

        Газовая мощность, вырабатываемая первичным двигателем в виде горячего газа под высоким давлением, используется для привода движителя, позволяя ему создавать тягу для движения или подъема самолета. Принцип создания такой тяги основан на втором законе движения Ньютона. Этот закон обобщает наблюдение, что сила ( F ), необходимая для ускорения дискретной массы ( м ), пропорциональна произведению этой массы на ускорение ( и ). Фактически, где масса берется как вес ( w ) объекта, деленный на ускорение свободного падения ( г ) в месте, где объект был взвешен. В случае реактивного двигателя обычно имеют дело с ускорением постоянного потока воздуха, а не с дискретной массой. Здесь эквивалентное утверждение второго закона движения состоит в том, что сила ( F ), необходимая для увеличения скорости потока жидкости, пропорциональна произведению скорости массового потока ( M ) струи и изменение скорости струи, где за скорость полета принята скорость на входе ( V 0 ) относительно двигателя и скорость нагнетания ( V j ) — скорость выхлопа или реактивной струи относительно двигателя. W — скорость массового расхода рабочего тела (т. е. воздуха или продуктов сгорания), деленная на ускорение свободного падения в месте, где измеряется массовый расход. Относительно небольшое влияние массового расхода топлива на создание разницы между массовым расходом впускного и выхлопного потоков намеренно не учитывается.

        Оформите подписку Britannica Premium и получите доступ к эксклюзивному контенту.
        Подпишитесь сейчас

        Таким образом, можно сделать вывод, что компоненты движителя должны оказывать силу F на поток воздуха, проходящий через движитель, если это устройство ускоряет воздушный поток от скорости полета V 0 до скорости нагнетания V j . Реакция на эту силу F в конечном итоге передается опорами движителя на самолет в виде тяги.

        Существует два основных подхода к преобразованию мощности газового двигателя в тягу. В одном случае вторая турбина (т. е. турбина низкого давления или мощность) может быть введена в проточную часть двигателя для извлечения дополнительной механической мощности из имеющейся газовой мощности в лошадиных силах. Затем эта механическая энергия может быть использована для приведения в движение внешнего движителя, такого как пропеллер самолета или винт вертолета. В этом случае тяга создается в движителе, поскольку он возбуждает и ускоряет воздушный поток, проходящий через движитель, т. Е. Воздушный поток, отдельный от потока, протекающего через первичный двигатель.

        При втором подходе высокоэнергетический поток, подаваемый первичным двигателем, может подаваться непосредственно в реактивное сопло, которое разгоняет газовый поток до очень высокой скорости на выходе из двигателя, что характерно для турбореактивного двигателя. В этом случае тяга создается в компонентах первичного двигателя, поскольку они возбуждают газовый поток.

        В других типах двигателей, таких как турбовентиляторные, тяга создается обоими способами: основная часть тяги создается вентилятором, который приводится в действие турбиной низкого давления и который возбуждает и ускоряет байпасный поток ( см. ниже ). Оставшаяся часть общей тяги создается основным потоком, который выбрасывается через реактивное сопло.

        Как первичный двигатель является несовершенным устройством для преобразования тепла сгорания топлива в мощность газа, так и движитель является несовершенным устройством для преобразования мощности газа в тягу. Обычно в высокотемпературном и высокоскоростном реактивном потоке, выходящем из движителя, остается много энергии, которая не полностью используется для движения. КПД движителя, КПД движителя η p , часть доступной энергии, которая используется для приведения в движение самолета, по сравнению с общей энергией реактивного потока. Для простого, но репрезентативного случая, когда поток нагнетаемого воздуха равен потоку входящего газа, установлено, что

        Хотя скорость струи V j должна быть больше скорости самолета V 0 для создания полезной тяги, большая скорость реактивной струи, которая значительно превышает скорость полета, может быть очень вредной для тяговой эффективности. Максимальная тяговая эффективность достигается, когда скорость реактивной струи почти равна (но, по необходимости, немного выше) скорости полета. Этот фундаментальный факт привел к появлению большого разнообразия реактивных двигателей, каждый из которых предназначен для создания определенного диапазона реактивных скоростей, который соответствует диапазону скоростей полета самолета, который он должен приводить в действие.

        Чистая оценка эффективности реактивного двигателя представляет собой измерение скорости расхода топлива на единицу развиваемой тяги (например, в фунтах или килограммах в час расходуемого топлива на фунты или килограммы тяги генерируется). Не существует простого обобщения величины удельного расхода топлива двигателя тяги. Это зависит не только от КПД первичного двигателя (и, следовательно, от его отношения давления и температуры пикового цикла), но также и от тягового КПД движителя (и, следовательно, от типа двигателя). Это также сильно зависит от скорости полета самолета и температуры окружающей среды (которая, в свою очередь, сильно зависит от высоты, времени года и широты).

        реактивный двигатель | инжиниринг | Британика

        реактивный двигатель

        Посмотреть все СМИ

        Ключевые люди:
        сэр Фрэнк Уиттл
        Ганс Иоахим Пабст фон Охайн
        Лоуренс Дейл Белл
        Связанные темы:
        турбореактивный
        прямоточный воздушно-реактивный двигатель
        турбореактивный двигатель
        движитель
        эффективная скорость выхлопа

        Просмотреть весь связанный контент →

        Сводка

        Прочтите краткий обзор этой темы

        реактивный двигатель , любой из класса двигателей внутреннего сгорания, которые приводят в движение самолет посредством выброса назад струи жидкости, обычно горячих выхлопных газов, образующихся при сжигании топлива с воздухом, всасываемым из атмосферы.

        Общие характеристики

        Первичным двигателем практически всех реактивных двигателей является газовая турбина. Газовая турбина, которую по-разному называют активной зоной, генератором газа, газификатором или генератором газа, преобразует энергию, полученную в результате сгорания жидкого углеводородного топлива, в механическую энергию в виде потока воздуха с высоким давлением и высокой температурой. Затем эта энергия используется тем, что называется движителем (например, пропеллером самолета и винтом вертолета), для создания тяги, с помощью которой самолет движется.

        Принцип работы

        Газовая турбина работает по циклу Брайтона, в котором рабочим телом является непрерывный поток воздуха, подаваемого на вход двигателя. Сначала воздух сжимается турбокомпрессором до степени сжатия, обычно в 10-40 раз превышающей давление входного воздушного потока (как показано на рисунке 1). Затем он поступает в камеру сгорания, где вводится устойчивый поток углеводородного топлива в виде распыленных капель жидкости и пара или того и другого и сгорает при приблизительно постоянном давлении. Это приводит к непрерывному потоку продуктов сгорания под высоким давлением, средняя температура которых обычно составляет от 9от 80 до 1540 °C или выше. Этот поток газов проходит через турбину, которая соединена валом крутящего момента с компрессором и извлекает энергию из газового потока для приведения в действие компрессора. Поскольку к рабочему телу подводится тепло под высоким давлением, газовый поток, выходящий из газогенератора после расширения через турбину, содержит значительное количество избыточной энергии, т. температура и высокая скорость, которые можно использовать для движения.

        Теплота, выделяемая при сжигании обычного топлива для реактивных двигателей в воздухе, составляет примерно 43 370 килоджоулей на килограмм (18 650 британских тепловых единиц на фунт) топлива. Если бы этот процесс был эффективен на 100 процентов, он тогда производил бы мощность газа на каждую единицу расхода топлива в размере 7,45 лошадиных сил/(фунтов в час) или 12 киловатт/(кг в час). На самом деле, некоторые практические термодинамические ограничения, которые являются функцией пиковой температуры газа, достигаемой в цикле, ограничивают эффективность процесса примерно до 40 процентов от этого идеального значения. Пиковое давление, достигаемое в цикле, также влияет на эффективность выработки энергии. Это означает, что нижний предел удельного расхода топлива (SFC) для двигателя, производящего газ, составляет 0,336 (фунт в час)/лошадиная сила или 0,207 (кг в час)/киловатт. На практике SFC даже выше этого нижнего предела из-за неэффективности, потерь и утечек в отдельных компонентах первичного двигателя.

        Викторина «Британника»

        Изобретатели и изобретения

        Наши первые человеческие предки изобрели колесо, но кто изобрел шарикоподшипник, уменьшающий трение при вращении? Пусть крутятся колеса в вашей голове, проверяя свои знания об изобретателях и их изобретениях в этой викторине.

        Поскольку вес и объем имеют первостепенное значение в общей конструкции самолета и поскольку силовая установка составляет значительную долю от общего веса и объема любого самолета, эти параметры должны быть сведены к минимуму в конструкции двигателя. Воздушный поток, проходящий через двигатель, является репрезентативной мерой площади поперечного сечения двигателя и, следовательно, его веса и объема. Поэтому важным показателем качества первичного двигателя является его удельная мощность — количество энергии, которое он вырабатывает на единицу воздушного потока. Эта величина очень сильно зависит от пиковой температуры газа в активной зоне на выходе из камеры сгорания. Современные двигатели генерируют от 150 до 250 лошадиных сил/(фунт в секунду), или от 247 до 411 киловатт/(кг в секунду).

        Движитель

        Газовая мощность, вырабатываемая первичным двигателем в виде горячего газа под высоким давлением, используется для привода движителя, позволяя ему создавать тягу для движения или подъема самолета. Принцип создания такой тяги основан на втором законе движения Ньютона. Этот закон обобщает наблюдение, что сила ( F ), необходимая для ускорения дискретной массы ( м ), пропорциональна произведению этой массы на ускорение ( и ). Фактически, где масса берется как вес ( w ) объекта, деленный на ускорение свободного падения ( г ) в месте, где объект был взвешен. В случае реактивного двигателя обычно имеют дело с ускорением постоянного потока воздуха, а не с дискретной массой. Здесь эквивалентное утверждение второго закона движения состоит в том, что сила ( F ), необходимая для увеличения скорости потока жидкости, пропорциональна произведению скорости массового потока ( M ) струи и изменение скорости струи, где за скорость полета принята скорость на входе ( V 0 ) относительно двигателя и скорость нагнетания ( V j ) — скорость выхлопа или реактивной струи относительно двигателя. W — скорость массового расхода рабочего тела (т. е. воздуха или продуктов сгорания), деленная на ускорение свободного падения в месте, где измеряется массовый расход. Относительно небольшое влияние массового расхода топлива на создание разницы между массовым расходом впускного и выхлопного потоков намеренно не учитывается.

        Оформите подписку Britannica Premium и получите доступ к эксклюзивному контенту.
        Подпишитесь сейчас

        Таким образом, можно сделать вывод, что компоненты движителя должны оказывать силу F на поток воздуха, проходящий через движитель, если это устройство ускоряет воздушный поток от скорости полета V 0 до скорости нагнетания V j . Реакция на эту силу F в конечном итоге передается опорами движителя на самолет в виде тяги.

        Существует два основных подхода к преобразованию мощности газового двигателя в тягу. В одном случае вторая турбина (т. е. турбина низкого давления или мощность) может быть введена в проточную часть двигателя для извлечения дополнительной механической мощности из имеющейся газовой мощности в лошадиных силах. Затем эта механическая энергия может быть использована для приведения в движение внешнего движителя, такого как пропеллер самолета или винт вертолета. В этом случае тяга создается в движителе, поскольку он возбуждает и ускоряет воздушный поток, проходящий через движитель, т. Е. Воздушный поток, отдельный от потока, протекающего через первичный двигатель.

        При втором подходе высокоэнергетический поток, подаваемый первичным двигателем, может подаваться непосредственно в реактивное сопло, которое разгоняет газовый поток до очень высокой скорости на выходе из двигателя, что характерно для турбореактивного двигателя. В этом случае тяга создается в компонентах первичного двигателя, поскольку они возбуждают газовый поток.

        В других типах двигателей, таких как турбовентиляторные, тяга создается обоими способами: основная часть тяги создается вентилятором, который приводится в действие турбиной низкого давления и который возбуждает и ускоряет байпасный поток ( см. ниже ). Оставшаяся часть общей тяги создается основным потоком, который выбрасывается через реактивное сопло.

        Как первичный двигатель является несовершенным устройством для преобразования тепла сгорания топлива в мощность газа, так и движитель является несовершенным устройством для преобразования мощности газа в тягу. Обычно в высокотемпературном и высокоскоростном реактивном потоке, выходящем из движителя, остается много энергии, которая не полностью используется для движения. КПД движителя, КПД движителя η p , часть доступной энергии, которая используется для приведения в движение самолета, по сравнению с общей энергией реактивного потока. Для простого, но репрезентативного случая, когда поток нагнетаемого воздуха равен потоку входящего газа, установлено, что

        Хотя скорость струи V j должна быть больше скорости самолета V 0 для создания полезной тяги, большая скорость реактивной струи, которая значительно превышает скорость полета, может быть очень вредной для тяговой эффективности. Максимальная тяговая эффективность достигается, когда скорость реактивной струи почти равна (но, по необходимости, немного выше) скорости полета. Этот фундаментальный факт привел к появлению большого разнообразия реактивных двигателей, каждый из которых предназначен для создания определенного диапазона реактивных скоростей, который соответствует диапазону скоростей полета самолета, который он должен приводить в действие.

        Чистая оценка эффективности реактивного двигателя представляет собой измерение скорости расхода топлива на единицу развиваемой тяги (например, в фунтах или килограммах в час расходуемого топлива на фунты или килограммы тяги генерируется). Не существует простого обобщения величины удельного расхода топлива двигателя тяги. Это зависит не только от КПД первичного двигателя (и, следовательно, от его отношения давления и температуры пикового цикла), но также и от тягового КПД движителя (и, следовательно, от типа двигателя). Это также сильно зависит от скорости полета самолета и температуры окружающей среды (которая, в свою очередь, сильно зависит от высоты, времени года и широты).

        Как ИИ расширяет возможности Интернета вещей в турбовентиляторных реактивных двигателях

        Реализуя свое видение IntelligentEngine, компания Rolls-Royce разработала новое техническое решение — совместное использование ИИ и Интернета вещей для создания более интеллектуальных реактивных двигателей.

        Мы склонны думать об Интернете как о вне физического мира. Цифровая вещь — вещь эфемерная. Конечно, мы все сейчас встроены во всемирную паутину. Но его липкие нити невидимы глазу. Вы не можете определить линию, соединяющую одно подключенное устройство с другим; вы не можете видеть, где она начинается и где заканчивается.

        Сейчас, в 2020 году, количество физических объектов, оснащенных датчиками и подключенных к беспроводным сетям, продолжает увеличиваться в геометрической прогрессии. Лампочки. Холодильники. Кофеварки. Автомобили. И самолеты. Все они подключены к облаку. Все они являются частью так называемого Интернета вещей (IoT).

        Тем не менее, технология, позволяющая подключить компьютер к устройству, не такая уж и революционная. Фактически, именно в 1990 году предприниматель по имени Джон Ромки изобрел первое устройство IoT — тостер, которым он мог управлять с помощью компьютера. Но тогда эта идея была скорее причудливой забавой, чем революцией в сфере потребительских товаров. Меньше сейсмических сдвигов, больше интермедий.

        Сегодня, однако, становится ясно, что Ромки наткнулся на что-то с весьма экстраординарным потенциалом.

        С 2015 по 2020 год количество «умных» устройств выросло с 3,8 млрд до почти 10 млрд. Ожидается, что к 2025 году количество устройств IoT вырастет до 21 миллиарда.

        Компания Rolls-Royce имеет установленную базу из более чем 13 000 двигателей для гражданских аэрокосмических реактивных двигателей, находящихся в эксплуатации по всему миру.

        Интернет вещей помогает нам следить за всеми из них и поддерживать их работоспособность, своевременно обслуживая их. И это только для начала.

        «Для меня большая часть этого связана с подключением вещей, — говорит Сачин Гупта, руководитель отдела возможностей Интернета вещей в Rolls-Royce. «И IoT будет в основе всего путешествия. Потому что ты собираешься все соединить. Каждая часть [самолета] — от дверей до фар и всего остального — будет подключена.

        «Если подумать, у каждого из нас сейчас есть как минимум два-три, а иногда и четыре подключенных устройства. Раньше такого не было. Так что да, растет. Интернет вещей набирает обороты. И первым шагом будет развитие связи. Это будет путь, по которому идет каждая компания».

        Технология Интернета вещей, разрабатываемая в лаборатории Гупты, теперь может помочь выделить оптимальную траекторию полета — например, с точки зрения скорости и топливной экономичности — для самолета в любой момент времени.

        Конечно, когда каждый компонент авиационного двигателя соединен и все они имеют встроенные датчики, генерирующие данные, результатом будет огромное количество цифровой информации. Эти знания могут помочь нам построить еще более совершенные машины, но на самом деле просеивание каждого байта находится за пределами человеческих возможностей.

        Чтобы проиллюстрировать масштаб данных, которые Rolls-Royce теперь создает с помощью Интернета вещей, представьте, что в 2019 году мы изготовили около 6000 лопастей вентилятора для авиационных двигателей только на одном предприятии. И это массовое производство сгенерировало около трех петабайт данных.

        Насколько велик петабайт? Что ж, начните с того, что сделайте 4000 снимков на свой телефон. Теперь делайте это каждый день — всю оставшуюся жизнь. И в конечном итоге размер файла всех этих снимков будет приближаться к одному петабайту.

        Теперь умножьте это на три. Именно столько информации IoT генерирует в Rolls-Royce, просто производя лопасти вентилятора в течение года. Но данные собираются на каждом этапе жизненного цикла продукта, от проектирования до тестирования, создания и обслуживания.

        К счастью, все эти ценные данные не должны пропадать даром. По крайней мере, если доктор Теренс Хунг, руководитель отдела вычислительной техники Rolls-Royce, имеет к этому какое-то отношение.

        «Все возможности будут полезны для бизнеса», — говорит он. Доктор Хунг возглавляет группу исследований и разработок, которая специализируется на анализе данных и машинном обучении. «Анализ собранных данных может быть преобразован в действенную информацию, которая поможет быстро повысить качество продуктов и услуг».

        В 2013 году компания Rolls-Royce в партнерстве с Наньянским технологическим университетом (NTU) запустила корпоративную лабораторию Rolls-Royce@NTU. Организация сочетает в себе промышленный опыт и деловые возможности Rolls-Royce с исследовательскими навыками и академической проницательностью NTU.

        По словам Хунга, лаборатория занимается тремя основными направлениями: электрические системы и системы управления, анализ данных и сложные системы, а также технологии производства и ремонта.

        Однако из всех своих проектов Хунг считает наиболее многообещающим инструмент для анализа данных под названием Smart Discovery (SD). И не только потому, что он может расшифровать колоссальный объем данных, производимых Интернетом вещей.

        «Я считаю, что Smart Discovery может оказать наибольшее влияние, — говорит он. «Он нацелен на то, чтобы многие наши инженеры могли регулярно использовать возможности обработки данных. Потенциально существует больше приложений, которые могут использовать SD в компании. Я верю, что SD может коренным образом изменить способ, которым мы осуществляем цифровую трансформацию, привив богатую цифровую ДНК компании, где каждый может проводить анализ и инновации на основе данных».

        Хотя влияние Smart Discovery может быть огромным, как отмечает Хунг, это лишь одна часть нашего новаторского видения IntelligentEngine. Rolls-Royce стремится использовать новые технологии для развития авиации — это наша новаторская концепция IntelligentEngine, о которой мы объявили на Сингапурском авиасалоне в 2018 году.

        Цифровые технологии быстро меняют авиацию. До Интернета вещей не было возможности собрать столько полезных данных о каждом произведенном реактивном двигателе. До создания искусственного интеллекта люди не могли интерпретировать монументальный масштаб этой информации. Но теперь Rolls-Royce может отслеживать, контролировать и учиться на двигателях, которые мы производим, как никогда раньше. И эти знания приведут к новым технологиям и новым способам работы.

        По сути, эти двигатели, оснащенные IoT и интерпретируемые ИИ, теперь достаточно умны, чтобы помочь нам создавать еще более умные двигатели.

        Реактивный двигатель — Институт конструкционных материалов

        Реактивный двигатель — это высокопроизводительный и точный механизм, работающий на пределе человеческих возможностей. Как двигатель, он должен справляться с экстремальными температурами, окружающей средой и нагрузками, которые меняются при взлете, движении и посадке. Делать это неоднократно, будучи безопасным, надежным, эффективным и прибыльным, означает, что разработка успешного реактивного двигателя очень сложна и требовательна. Работая над материалами, из которых изготовлены компоненты, ISM проводит исследования и разработки для реактивных двигателей следующего поколения. Для этого нам нужно знать условия, в которых будет находиться каждый компонент в зависимости от их роли и расположения в движке.

        Итак, прежде чем мы рассмотрим каждый компонент двигателя, нам нужно понять, как двигатель создает тягу или поступательное движение. Реактивный двигатель работает на физическом принципе сохранения импульса. Импульс — это масса чего-то, умноженная на скорость, с которой оно движется, поэтому вещи с большим импульсом трудно остановить. Подумайте об игре в регби: большого форварда, бегущего медленно, очень трудно остановить, так же как маленького защитника, который бежит очень быстро, также трудно поймать/остановить. Это потому, что они оба имеют большой импульс. Речь идет о массе и скорости. Теперь реактивный двигатель использует эту идею, всасывая массу воздуха вперед на малой скорости и выталкивая ту же массу воздуха сзади гораздо быстрее. Поскольку импульс, поступающий в переднюю часть двигателя, намного меньше, чем исходящий сзади, двигатель создает доверие вперед благодаря физике, то есть сохранению импульса. Посмотрите анимацию ниже, чтобы увидеть, как тяга зависит от импульса.

        Теперь, глядя на то, что дает нам физика, мы видим несколько способов заставить наш самолет лететь быстрее. Первый — просто уменьшить массу самолета или сделать его легче. Во-вторых, увеличить массу входящего воздуха при одновременном снижении его скорости, то есть сделать воздух более плотным. В-третьих, сделать воздух, выходящий из задней части двигателя, намного быстрее, чем воздух, поступающий внутрь, что и делает реактивный двигатель.

        Итак, если количество воздуха, поступающего в переднюю часть двигателя, равно количеству воздуха, выходящего из задней части, как сделать так, чтобы воздух, выходящий из задней части, двигался намного быстрее? Для этого реактивный двигатель использует два ключевых принципа: эффект Вентури и закон идеального газа.

        Если у вас есть жесткая трубка, у которой один конец больше другого, то, что входит в систему, все равно должно выйти из нее. Это похоже на садовый шланг, когда вы сжимаете его конец, из шланга должно вытекать такое же количество воды, даже если вы делаете отверстие меньше, поэтому вытекающая вода должна двигаться быстрее. Это называется эффектом Вентури, и именно поэтому реактивный двигатель большой спереди и очень маленький посередине.

        Мы можем ускорить этот процесс, объединив эффект Вентури с законом идеального газа. Закон идеального газа связывает температуру с давлением, объемом и количеством воздуха. Чем горячее газ, тем больший объем он занимает или тем больше он кажется. Обратное тоже верно. Объединив это с сохранением импульса, мы теперь можем начать работать над тем, как двигаться быстрее. Таким образом, в передней части нашего двигателя у нас есть вентилятор и компрессор, которые всасывают воздух и сжимают его, увеличивая массу воздуха в двигателе, но сохраняя низкую скорость всасывания (увеличивая m air , но сохраняя низкий уровень v в ). Затем воздух воспламеняется с помощью некоторого количества топлива и расширяется в размере/объеме. Та же самая масса воздуха, поступающая в двигатель, должна покинуть двигатель, но поскольку она занимает больше места или объема, она должна двигаться намного быстрее, то есть мы увеличиваем v из .

        Подводя итог, можно сказать, что воздух входит в двигатель, сжимается, воспламеняется и выходит намного быстрее, чем при входе, или «сосать-сжимать-выдувать». Вспоминая импульс, сколько весит самолет и как быстро он движется, мы начинаем осознавать масштабы того, чего достигают реактивные двигатели.

        Итак, давайте заглянем внутрь двигателя…

        Реактивный двигатель от matengswanu на Sketchfab

        Заглянув внутрь реактивного двигателя, мы можем разбить его на шесть разных зон:

        Секция вентилятора

        Компрессор

        Камера сгорания 5

        Турбины

        Вал и конструкция

        Корпус и покрытия

        Секция вентилятора всасывает воздух из атмосферы, увеличивая массу воздуха, проходящего через двигатель. Это особенно важно, поскольку чем выше высота, тем меньше воздуха может всосаться и воспламениться. Быть первой частью двигателя также означает, что секция вентилятора имеет уникальные проблемы.

        За секцией вентилятора находится компрессор. Эта секция реактивного двигателя принимает поступающий воздух и увеличивает его плотность с помощью ряда лопастей. Хотя в этот момент воздух все еще относительно прохладный, давление, которое испытывают лопасти, велико, поскольку они нагнетают большое количество воздуха в небольшое пространство.

        Камера сгорания — это место, где топливо добавляется в плотный воздух и воспламеняется. Эта секция испытывает высокие температуры и напряжения, но не имеет движущихся частей.

        На следующей ступени двигателя вновь воспламененный и быстро расширяющийся воздух из камеры сгорания проходит через турбины. Этот горячий воздух вращает турбины, которые затем вращают секции вентилятора и компрессора, вращая вал. Это означает, что процесс забора свежего воздуха и его сжатия происходит за счет горячего воздуха, выходящего из двигателя.

        Все вращающиеся секции опираются на вал и конструктивные элементы двигателя. Вал вращается горячим воздухом, вращающим турбины, а затем передает его на переднюю часть двигателя, где всасывается и сжимается холодный воздух. Это означает, что вал работает по всему двигателю с большими перепадами температуры и нагрузки. Другие структурные компоненты, такие как стойки, также важны для целостности двигателя.

        В двигателе есть ряд других компонентов, которые выполняют основные и второстепенные роли. Очевидным является кожух, который защищает двигатель от мусора и коррозии. Другие вещи, такие как покрытия, также важны, поскольку они позволяют защищать и контролировать компоненты.

        Нравится:

        Нравится Загрузка…

        Этот электромобиль с реактивным двигателем разгоняет безумную идею 70-летней давности Трансформер, который не совсем завершил свою метаморфозу. У него даже есть реактивный двигатель сзади, что создает впечатление, что он может взлететь в небо в любой момент. Но это не самолет — это новый электромобиль.

        Ariel, авангардный британский автопроизводитель, выпускающий безумные автомобили, такие как открытый (и почему-то разрешенный для использования на дорогах) Atom, в прошлом месяце анонсировал прототип супер-электромобиля Hipercar, который, по словам компании, можно будет купить в 2024 году.

        Утверждается, что монстр из углеродного волокна будет производить около 600 лошадиных сил в конфигурации с приводом на два колеса и более 1200 лошадиных сил при передаче мощности на все четыре колеса.

        В своей самой быстрой конфигурации Hipercar разгоняется с нуля до 60 миль в час за две секунды, что плавит лицо — более чем в четыре раза быстрее, чем, например, Toyota Prius.

        Готовящийся к выпуску Ariel Hipercar — еще одна попытка создания автомобиля с газотурбинным двигателем. Ariel

        Вы можете догадаться, что аккумулятор автомобиля емкостью 56 кВтч не протянет слишком долго, обеспечивая такую ​​интенсивную мощность. Вы были бы правы, вот тут и проявляется его самый любопытный технологический трюк: футуристический автомобиль оснащен небольшим газотурбинным двигателем, созданным Cosworth. Двигатель, по сути, представляет собой уменьшенную версию того, что находится на крыле самолета.

        Его цель не в том, чтобы толкать машину, а в том, чтобы вырабатывать достаточно энергии для подзарядки аккумулятора электромобиля, пока Hipercar мчится по дороге, увеличивая запас хода.

        Расширитель диапазона турбин, установленный в Ariel Hipercar. Ариэль

        Эта захватывающая заголовки технология — лишь последняя глава в многолетней мучительной истории инженерии, в которой люди пытались — и в большинстве своем потерпели неудачу — поставить газотурбинные двигатели в автомобили.

        И Ариэль не одинок в области напыщенного движения. Илон Маск дразнил возможность добавления ракетных двигателей, чтобы увеличить ускорение грядущего родстера Tesla до совершенно смехотворного уровня.

        Инновации в эпоху электромобилей могут доказать, что турбина принадлежит автомобилям, или мы увидим еще одну серию впечатляющих промахов.

        История автомобилей с реактивными двигателями

        Chrysler Turbine 1963 года был смелой, известной и в конечном счете обреченной попыткой построить автомобиль будущего. Keystone-France/Gamma-Rapho/Getty Images

        Перед Второй мировой войной в большинстве самолетов использовались пропеллеры, приводимые в движение двигателями внутреннего сгорания с поршнями, очень похожими на современные автомобили с бензиновым двигателем. Но инженеры поняли, что им понадобится более легкий и мощный источник движения, чтобы поднять и ускорить воздушное путешествие.

        Реактивный двигатель уже находился в разработке, но еще не вышел из лаборатории, то есть до тех пор, пока гонка вооружений военного времени не подстегнула современный газотурбинный двигатель, открыв современную реактивную эру с регулярными интервалами дальних межконтинентальных полетов. .

        Проще говоря, реактивный двигатель работает следующим образом: спереди вентиляторы всасывают воздух и нагнетают его в компрессор, который «сжимает» его. Теперь под давлением воздух соединяется с реактивным топливом и воспламеняется.

        Что, если мы посадим их в машины?

        Затем энергия реакции сгорания направляется к соплу в задней части двигателя. Возникающая тяга приводит в движение самолет. На выходе тяга раскручивает турбину, которая обеспечивает энергией части двигателя, включая камеру сгорания.

        К концу 1950-х реактивные двигатели стали использоваться для дальних авиаперевозок. В этот момент автомобильные инженеры, естественно, задались вопросом: а что, если мы поместим их в автомобили?

        Турбинный двигатель, в отличие от разухабистого всеамериканского V8 с его злыми поршнями, стреляющими туда-сюда, почти не создает вибрации. Конструкция проще, чем у поршневого двигателя внутреннего сгорания, а это означает, что он теоретически более надежен и требует меньше обслуживания.

        «Главным преимуществом было бы снижение веса», — говорит Джефф Дефо, инженер-механик и эксперт по турбинам из Канадского университета Виндзор. «Это единственная причина, по которой мы используем газовые турбины [в самолетах] — у них гораздо лучшее отношение мощности к весу, чем у поршневых двигателей».

        Компании и ремонтники начали экспериментировать с автомобилями с газотурбинным двигателем, что привело к странным чудесам, таким как Rover Jet 1 1950 года выпуска.63 Chrysler Turbine, смелая, известная и в конечном счете обреченная попытка построить автомобиль будущего.

        В то время как некоторые водители-испытатели Chrysler заявляли о своей любви к своеобразной силовой установке, многие жаловались на плохую экономию топлива, резкое ускорение и ревущий шум, когда автомобиль достигал высокой скорости.

        После нескольких лет испытаний Chrysler свернул программу — и большую часть автомобилей. Сегодня коллекционер автомобилей и бывший телеведущий Джей Лено имеет в своем гараже одну из последних существующих моделей.

        В конце концов, кончина Chrysler Turbine уничтожила надежды на то, что двигатель будет питать потребительские автомобили.

        Высокоскоростной редукс

        Rover Jet 1 1950 года был странным чудом, появившимся в результате ранних экспериментов с реактивными автомобилями. Keystone-France/Gamma-Rapho/Getty Images

        Так почему же автомобили с газотурбинными двигателями — когда-то ретрофутуристические миражи — возвращаются в эпоху электромобилей?

        Эффектная турбина Ariel Hipercar отличается от неудачных двигателей 19-й модели.60 с, потому что он накапливает энергию в своей батарее. Это хорошо, говорит Дефо, потому что конструкция газотурбинного двигателя гораздо лучше подходит для этой задачи 21-го века.

        Рассмотрим типичные обязанности автомобиля: он должен постоянно останавливаться и трогаться с места, когда водитель встречает знаки остановки и светофоры и уклоняется от других транспортных средств.

        Традиционный двигатель внутреннего сгорания может справиться с этой задачей, поскольку он может работать в широком диапазоне различных оборотов в минуту (об/мин).

        В качестве устройства, увеличивающего запас хода, турбина имеет гораздо больше смысла, чем автомобильный двигатель.

        Только в редких длительных поездках или поездках по автостраде автомобиль поддерживает одну и ту же скорость и мощность двигателя в течение нескольких часов, а полет по межштатной автомагистрали с постоянной высокой скоростью — это не то, где двигатель светит в любом случае.

        «Но для газовых турбин это как раз самый эффективный способ запуска двигателя», — говорит Дефо. «Двигатель наиболее эффективен при максимальной мощности, и эффективность падает более или менее непрерывно по мере удаления от нее».

        Вот почему турбины идеально подходят для авиаперелетов: самолеты не застревают в воздушном потоке, поэтому реактивные двигатели могут работать почти на полной мощности в течение 12 часов и более и максимально эффективно использовать конструкцию турбины. Они паршивы в движении с частыми остановками, когда двигатель должен снизить скорость.

        В целом, турбина имеет гораздо больше смысла как устройство, увеличивающее запас хода, чем автомобильный двигатель, говорит Дефо. Турбине Ariel Hipercar не нужно увеличивать и уменьшать обороты в зависимости от скорости автомобиля. Вместо этого он работает с постоянными оборотами, поскольку заряжает аккумулятор. «Он либо включен [и] работает с максимальной эффективностью, либо не работает; других условий нет», — говорит он.

        Турбины будущего

        Chevrolet Volt использовал генератор, который вырабатывал электроэнергию для своих электродвигателей. MediaNews Group/Boston Herald через Getty Images/MediaNews Group/Getty Images

        Турбина — это всего лишь один из способов увеличить запас топлива в электромобиле. Например, Chevrolet Volt, который General Motors продавала с 2011 по 2019 год, использовал свой небольшой бензиновый двигатель не для приведения в движение автомобиля, а для запуска генератора, который вырабатывал электроэнергию для его электродвигателей.

        Mazda дразнила идею использования своего культового роторного двигателя Ванкеля, который приводил в движение небольшие автомобили, такие как RX-7, в качестве увеличения запаса хода в будущем электромобиле.

        Гибридный полуприцеп, разработанный Edison Motors, работает по тому же принципу. Инженеры компании заменили большой дизельный двигатель 18-колесного транспортного средства дизельным генератором уменьшенного размера, который заряжает аккумулятор, который, в свою очередь, приводит в действие электродвигатели грузовика.

        Дефо говорит, что газотурбинный двигатель неплохо увеличивает запас хода. Когда размеры гигантского зверя в самолете уменьшены до масштабов гиперкара, турбина не так эффективна — она испытывает большее трение, когда жидкости проходят через двигатель.

        Даже в этом случае, говорит он, он, вероятно, будет соответствовать производительности причудливого поршневого двигателя и при значительно меньшем весе. Это может быть решающим соображением, поскольку электромобили с большими и тяжелыми батареями часто борются с их весом.

        Турбины будущего могут работать даже на водородном топливе.

        И турбина не обязательно должна сжигать ископаемое топливо. В конце концов, часть привлекательности электромобилей заключается в том, что они обещают сократить выбросы углекислого газа. Электромобили могут работать на возобновляемых источниках энергии, но наличие на борту небольшой бензиновой силовой установки для увеличения запаса хода автомобиля снижает его экологичность.

        Хотя в большинстве случаев турбина работает на газе, ее можно адаптировать. Винтажный Chrysler Turbine 1960-х годов, как известно, был приспособлен для работы с духами Chanel № 5, когда он посетил Францию, и текилой, когда он посетил Мексику. Дефо говорит, что конструкцию камеры сгорания можно довольно легко изменить, чтобы она работала на другом топливе, а остальная часть двигателя может остаться прежней.

        Турбины будущего могут работать даже на водородном топливе, говорит он, что может принести пользу двигателю в целом.

Posted inДвигатель